XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 40 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 0.5474 0.00867 0.00285 -0.1150 0.5403 0.6187 0.500 0.6004 0.00892 0.00305 -0.1139 0.5015 0.6956 1.000 0.6537 0.00924 0.00325 -0.1129 0.4641 0.7408 1.500 0.7063 0.00964 0.00348 -0.1119 0.4316 0.7767 2.000 0.7593 0.00998 0.00370 -0.1110 0.4042 0.8023 2.500 0.8120 0.01022 0.00391 -0.1101 0.3822 0.8308 3.000 0.8645 0.01043 0.00411 -0.1091 0.3622 0.8609 3.500 0.9138 0.01049 0.00427 -0.1074 0.3423 0.9266 4.000 0.9717 0.01090 0.00453 -0.1079 0.3195 1.0000 4.500 1.0263 0.01139 0.00487 -0.1078 0.2970 1.0000 5.000 1.0790 0.01197 0.00526 -0.1074 0.2698 1.0000 5.500 1.1262 0.01301 0.00587 -0.1062 0.2109 1.0000 6.000 1.1569 0.01560 0.00757 -0.1029 0.0847 1.0000 6.500 1.2034 0.01654 0.00842 -0.1015 0.0696 1.0000 7.000 1.2440 0.01791 0.00961 -0.0994 0.0352 1.0000 7.500 1.2840 0.01917 0.01093 -0.0970 0.0302 1.0000 8.000 1.3234 0.02029 0.01213 -0.0947 0.0284 1.0000 8.500 1.3576 0.02147 0.01338 -0.0915 0.0269 1.0000 9.000 1.3848 0.02307 0.01509 -0.0877 0.0258 1.0000 9.500 1.4156 0.02446 0.01656 -0.0846 0.0247 1.0000 10.000 1.4403 0.02634 0.01852 -0.0813 0.0227 1.0000 10.500 1.4658 0.02828 0.02057 -0.0785 0.0216 1.0000 11.000 1.4890 0.03057 0.02297 -0.0760 0.0204 1.0000 11.500 1.5085 0.03336 0.02587 -0.0738 0.0195 1.0000 12.000 1.5244 0.03671 0.02936 -0.0720 0.0188 1.0000 12.500 1.5434 0.03998 0.03276 -0.0707 0.0171 1.0000 13.000 1.5559 0.04415 0.03705 -0.0698 0.0159 1.0000 13.500 1.5604 0.04948 0.04258 -0.0694 0.0145 1.0000 14.000 1.5603 0.05561 0.04890 -0.0694 0.0130 1.0000 15.500 1.5051 0.08352 0.07728 -0.0742 0.0033 1.0000 16.000 1.4798 0.09454 0.08853 -0.0770 0.0031 1.0000 16.500 1.4557 0.10557 0.09979 -0.0801 0.0030 1.0000 17.000 1.4355 0.11617 0.11059 -0.0835 0.0030 1.0000 17.500 1.4182 0.12643 0.12104 -0.0871 0.0029 1.0000 18.000 1.4053 0.13617 0.13096 -0.0909 0.0028 1.0000 18.500 1.3959 0.14542 0.14036 -0.0948 0.0028 1.0000 19.000 1.3895 0.15425 0.14934 -0.0990 0.0027 1.0000 19.500 1.3867 0.16254 0.15776 -0.1031 0.0027 1.0000 20.000 1.3869 0.17029 0.16565 -0.1073 0.0026 1.0000 20.500 1.3874 0.17803 0.17352 -0.1117 0.0026 1.0000 21.000 1.3896 0.18547 0.18108 -0.1162 0.0026 1.0000 21.500 1.3925 0.19288 0.18862 -0.1209 0.0026 1.0000 22.000 1.3951 0.20042 0.19630 -0.1260 0.0025 1.0000 22.500 1.3985 0.20785 0.20386 -0.1311 0.0025 1.0000 23.000 1.4005 0.21572 0.21187 -0.1368 0.0025 1.0000 23.500 1.4025 0.22363 0.21992 -0.1428 0.0025 1.0000 24.000 1.4035 0.23194 0.22838 -0.1492 0.0025 1.0000 24.500 1.4036 0.24054 0.23714 -0.1560 0.0025 1.0000 25.000 1.4040 0.24922 0.24596 -0.1629 0.0026 1.0000 25.500 1.4037 0.25832 0.25521 -0.1704 0.0026 1.0000 26.000 1.4023 0.26802 0.26507 -0.1783 0.0026 1.0000 26.500 1.4000 0.27830 0.27550 -0.1867 0.0026 1.0000 27.000 1.3976 0.28912 0.28648 -0.1955 0.0027 1.0000 27.500 1.3950 0.30064 0.29814 -0.2048 0.0028 1.0000 28.000 1.3981 0.31008 0.30769 -0.2126 0.0028 1.0000 28.500 1.4042 0.31812 0.31581 -0.2195 0.0029 1.0000 29.000 1.4094 0.32688 0.32467 -0.2270 0.0030 1.0000