XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 34 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 0.5686 0.01206 0.00434 -0.0997 0.5702 0.1273 0.500 0.6035 0.01233 0.00454 -0.0954 0.5554 0.1459 1.000 0.6407 0.01250 0.00480 -0.0918 0.5441 0.1732 1.500 0.6832 0.01273 0.00506 -0.0893 0.5325 0.2057 2.000 0.7233 0.01289 0.00541 -0.0864 0.5249 0.2475 2.500 0.7629 0.01318 0.00577 -0.0834 0.5155 0.2959 3.000 0.8086 0.01351 0.00613 -0.0817 0.5052 0.3369 3.500 0.8493 0.01375 0.00655 -0.0793 0.4985 0.3800 5.000 1.1964 0.01475 0.00881 -0.1207 0.4697 1.0000 5.500 1.2316 0.01536 0.00932 -0.1174 0.4613 1.0000 6.000 1.2669 0.01598 0.00995 -0.1142 0.4538 1.0000 6.500 1.2990 0.01663 0.01064 -0.1106 0.4470 1.0000 7.000 1.3023 0.01797 0.01189 -0.1026 0.4235 1.0000 7.500 1.3297 0.01904 0.01291 -0.0988 0.4134 1.0000 8.000 1.3587 0.02013 0.01404 -0.0955 0.4036 1.0000 8.500 1.3613 0.02253 0.01629 -0.0891 0.3718 1.0000 9.000 1.3810 0.02439 0.01811 -0.0854 0.3539 1.0000 9.500 1.3922 0.02688 0.02052 -0.0810 0.3301 1.0000 10.000 1.3974 0.02996 0.02347 -0.0764 0.3019 1.0000 10.500 1.3888 0.03422 0.02752 -0.0710 0.2605 1.0000 11.000 1.3593 0.04047 0.03348 -0.0648 0.2054 1.0000 11.500 1.3374 0.04665 0.03948 -0.0600 0.1678 1.0000 12.000 1.3362 0.05140 0.04421 -0.0572 0.1518 1.0000 12.500 1.3413 0.05579 0.04863 -0.0550 0.1421 1.0000 13.000 1.3188 0.06314 0.05583 -0.0523 0.1030 1.0000 13.500 1.3023 0.07029 0.06291 -0.0504 0.0816 1.0000 14.000 1.2887 0.07735 0.06997 -0.0490 0.0659 1.0000 14.500 1.2946 0.08229 0.07500 -0.0482 0.0623 1.0000 15.500 1.2386 0.10086 0.09340 -0.0470 0.0011 1.0000 16.000 1.2458 0.10592 0.09857 -0.0470 0.0009 1.0000 16.500 1.2504 0.11138 0.10414 -0.0472 0.0008 1.0000 17.000 1.2568 0.11655 0.10942 -0.0476 0.0008 1.0000 17.500 1.2621 0.12192 0.11491 -0.0482 0.0007 1.0000 18.000 1.2671 0.12734 0.12044 -0.0489 0.0007 1.0000 18.500 1.2725 0.13271 0.12594 -0.0499 0.0007 1.0000 19.000 1.2756 0.13840 0.13177 -0.0511 0.0007 1.0000 19.500 1.2804 0.14381 0.13730 -0.0524 0.0007 1.0000 20.000 1.2829 0.14964 0.14327 -0.0541 0.0007 1.0000 20.500 1.2852 0.15549 0.14927 -0.0560 0.0007 1.0000 21.000 1.2865 0.16151 0.15544 -0.0582 0.0007 1.0000 21.500 1.2873 0.16764 0.16171 -0.0607 0.0007 1.0000 22.000 1.2879 0.17377 0.16799 -0.0633 0.0007 1.0000 22.500 1.2870 0.18021 0.17458 -0.0664 0.0007 1.0000 23.000 1.2856 0.18678 0.18131 -0.0697 0.0007 1.0000 23.500 1.2833 0.19356 0.18825 -0.0733 0.0007 1.0000 24.000 1.2818 0.20020 0.19503 -0.0770 0.0007 1.0000 24.500 1.2784 0.20725 0.20225 -0.0812 0.0007 1.0000 25.000 1.2733 0.21470 0.20986 -0.0857 0.0007 1.0000 25.500 1.2693 0.22197 0.21727 -0.0903 0.0007 1.0000 26.000 1.2650 0.22930 0.22475 -0.0952 0.0008 1.0000 26.500 1.2587 0.23715 0.23276 -0.1004 0.0008 1.0000 27.000 1.2533 0.24491 0.24066 -0.1057 0.0008 1.0000 27.500 1.2496 0.25234 0.24821 -0.1109 0.0008 1.0000 28.000 1.2474 0.25943 0.25541 -0.1160 0.0008 1.0000 28.500 1.2472 0.26599 0.26205 -0.1209 0.0008 1.0000 29.000 1.2489 0.27201 0.26814 -0.1256 0.0009 1.0000 29.500 1.2541 0.27696 0.27312 -0.1298 0.0009 1.0000 30.000 1.2595 0.28175 0.27796 -0.1341 0.0009 1.0000 30.500 1.2675 0.28563 0.28187 -0.1379 0.0009 1.0000 31.000 1.2757 0.28933 0.28560 -0.1417 0.0009 1.0000 31.500 1.2865 0.29206 0.28835 -0.1451 0.0010 1.0000 32.000 1.2983 0.29426 0.29054 -0.1484 0.0010 1.0000 32.500 1.3090 0.29670 0.29300 -0.1518 0.0011 1.0000 33.000 1.3258 0.29691 0.29317 -0.1541 0.0011 1.0000 33.500 1.3372 0.29872 0.29501 -0.1573 0.0011 1.0000 34.000 1.3407 0.30322 0.29960 -0.1620 0.0011 1.0000 34.500 1.3436 0.30776 0.30425 -0.1668 0.0012 1.0000 35.000 1.3463 0.31223 0.30885 -0.1716 0.0012 1.0000 35.500 1.3500 0.31611 0.31286 -0.1762 0.0013 1.0000 36.000 1.3534 0.32008 0.31702 -0.1808 0.0015 1.0000 37.000 1.3582 0.32752 0.32468 -0.1901 0.0017 1.0000 37.500 1.3672 0.32860 0.32579 -0.1936 0.0018 1.0000 38.000 1.3543 0.33815 0.33559 -0.2010 0.0019 1.0000