XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 27 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3850 0.01071 0.00303 -0.0714 0.6206 0.0543 0.500 0.4325 0.01062 0.00285 -0.0694 0.5918 0.0599 1.000 0.4784 0.01040 0.00273 -0.0670 0.5633 0.1098 1.500 0.5204 0.01005 0.00289 -0.0642 0.5278 0.3198 2.000 0.5615 0.00982 0.00292 -0.0612 0.4862 0.4525 3.000 0.7923 0.01035 0.00418 -0.0864 0.4101 0.9974 3.500 0.8529 0.01066 0.00435 -0.0876 0.3915 1.0000 4.000 0.8956 0.01100 0.00459 -0.0849 0.3782 1.0000 4.500 0.9376 0.01134 0.00485 -0.0821 0.3656 1.0000 5.000 0.9791 0.01167 0.00513 -0.0792 0.3539 1.0000 5.500 1.0204 0.01201 0.00545 -0.0762 0.3437 1.0000 6.000 1.0608 0.01234 0.00578 -0.0731 0.3338 1.0000 6.500 1.0994 0.01270 0.00614 -0.0696 0.3225 1.0000 7.000 1.1369 0.01307 0.00651 -0.0660 0.3114 1.0000 7.500 1.1730 0.01344 0.00691 -0.0621 0.2988 1.0000 8.000 1.2076 0.01381 0.00733 -0.0578 0.2837 1.0000 8.500 1.2377 0.01424 0.00775 -0.0528 0.2661 1.0000 9.000 1.2631 0.01476 0.00824 -0.0470 0.2429 1.0000 9.500 1.2868 0.01556 0.00892 -0.0412 0.2126 1.0000 10.000 1.3117 0.01657 0.00985 -0.0360 0.1907 1.0000 10.500 1.3372 0.01773 0.01095 -0.0313 0.1762 1.0000 11.000 1.3640 0.01893 0.01218 -0.0272 0.1659 1.0000 11.500 1.3902 0.02026 0.01356 -0.0232 0.1578 1.0000 12.000 1.4156 0.02172 0.01509 -0.0195 0.1499 1.0000 12.500 1.4403 0.02330 0.01675 -0.0161 0.1410 1.0000 13.000 1.4646 0.02502 0.01858 -0.0131 0.1325 1.0000 13.500 1.4885 0.02688 0.02055 -0.0103 0.1224 1.0000 14.000 1.5112 0.02895 0.02271 -0.0079 0.1097 1.0000 14.500 1.5258 0.03182 0.02560 -0.0054 0.0897 1.0000 15.000 1.5147 0.03718 0.03087 -0.0024 0.0647 1.0000 15.500 1.4895 0.04477 0.03842 -0.0008 0.0386 1.0000 16.000 1.4614 0.05370 0.04746 -0.0010 0.0302 1.0000 16.500 1.4363 0.06284 0.05681 -0.0021 0.0270 1.0000 17.000 1.4074 0.07305 0.06724 -0.0042 0.0251 1.0000 17.500 1.3796 0.08359 0.07802 -0.0070 0.0238 1.0000 18.000 1.3481 0.09500 0.08967 -0.0104 0.0226 1.0000 18.500 1.3129 0.10734 0.10220 -0.0146 0.0217 1.0000 19.000 1.2888 0.11819 0.11327 -0.0185 0.0206 1.0000 19.500 1.2656 0.12916 0.12442 -0.0230 0.0195 1.0000 20.000 1.2418 0.14050 0.13588 -0.0280 0.0186 1.0000 20.500 1.2297 0.15002 0.14557 -0.0325 0.0174 1.0000 21.000 1.2209 0.15905 0.15471 -0.0370 0.0163 1.0000 21.500 1.2174 0.16703 0.16272 -0.0413 0.0153 1.0000 22.000 1.2166 0.17484 0.17068 -0.0457 0.0143 1.0000 22.500 1.2187 0.18197 0.17786 -0.0500 0.0133 1.0000 23.000 1.2261 0.18770 0.18364 -0.0536 0.0127 1.0000 23.500 1.2281 0.19505 0.19114 -0.0583 0.0119 1.0000 24.000 1.2331 0.20167 0.19787 -0.0629 0.0114 1.0000 24.500 1.2401 0.20771 0.20397 -0.0672 0.0109 1.0000 25.000 1.2510 0.21227 0.20856 -0.0706 0.0104 1.0000 25.500 1.2479 0.22137 0.21789 -0.0772 0.0102 1.0000 26.000 1.2411 0.23173 0.22848 -0.0847 0.0100 1.0000 26.500 1.2275 0.24459 0.24162 -0.0939 0.0098 1.0000