XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 40 B 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 0.4827 0.00993 0.00310 -0.0924 0.3712 0.5252 0.500 0.5326 0.01000 0.00341 -0.0906 0.3491 0.6597 1.000 0.5833 0.01032 0.00368 -0.0889 0.3298 0.7218 1.500 0.6357 0.01054 0.00390 -0.0875 0.3167 0.7638 2.000 0.6857 0.01084 0.00417 -0.0858 0.3039 0.7994 2.500 0.7369 0.01104 0.00436 -0.0843 0.2930 0.8282 3.000 0.7853 0.01129 0.00462 -0.0823 0.2824 0.8659 3.500 0.8542 0.01138 0.00485 -0.0847 0.2735 1.0000 4.000 0.9059 0.01199 0.00527 -0.0838 0.2642 1.0000 4.500 0.9594 0.01236 0.00563 -0.0831 0.2587 1.0000 5.000 1.0116 0.01278 0.00601 -0.0822 0.2527 1.0000 5.500 1.0611 0.01343 0.00652 -0.0809 0.2451 1.0000 6.000 1.1128 0.01360 0.00668 -0.0799 0.2346 1.0000 6.500 1.1605 0.01417 0.00714 -0.0784 0.2264 1.0000 7.000 1.2107 0.01441 0.00737 -0.0772 0.2156 1.0000 7.500 1.2558 0.01504 0.00790 -0.0753 0.2073 1.0000 8.000 1.3041 0.01542 0.00836 -0.0738 0.2021 1.0000 8.500 1.3466 0.01603 0.00887 -0.0716 0.1916 1.0000 9.000 1.3912 0.01648 0.00938 -0.0696 0.1837 1.0000 9.500 1.4273 0.01716 0.01003 -0.0662 0.1759 1.0000 10.000 1.4639 0.01783 0.01069 -0.0630 0.1644 1.0000 10.500 1.4956 0.01875 0.01157 -0.0593 0.1487 1.0000 11.000 1.5137 0.02046 0.01305 -0.0542 0.1106 1.0000 11.500 1.5142 0.02329 0.01569 -0.0477 0.0774 1.0000 12.000 1.5113 0.02658 0.01891 -0.0421 0.0499 1.0000 12.500 1.4873 0.03197 0.02425 -0.0367 0.0228 1.0000 13.000 1.4639 0.03858 0.03097 -0.0343 0.0042 1.0000 13.500 1.4575 0.04451 0.03712 -0.0339 0.0033 1.0000 14.000 1.4480 0.05146 0.04429 -0.0346 0.0031 1.0000 14.500 1.4286 0.06047 0.05356 -0.0369 0.0030 1.0000 15.000 1.3996 0.07175 0.06513 -0.0408 0.0030 1.0000 15.500 1.3623 0.08498 0.07866 -0.0458 0.0030 1.0000 16.000 1.3274 0.09824 0.09219 -0.0512 0.0030 1.0000 16.500 1.2992 0.11079 0.10496 -0.0566 0.0030 1.0000 17.000 1.2792 0.12230 0.11668 -0.0618 0.0030 1.0000 17.500 1.2664 0.13270 0.12725 -0.0668 0.0030 1.0000 18.000 1.2596 0.14208 0.13678 -0.0714 0.0029 1.0000 18.500 1.2555 0.15097 0.14581 -0.0760 0.0029 1.0000 19.000 1.2533 0.15950 0.15447 -0.0805 0.0029 1.0000 19.500 1.2548 0.16726 0.16235 -0.0848 0.0028 1.0000 20.000 1.2560 0.17507 0.17029 -0.0894 0.0028 1.0000 20.500 1.2589 0.18246 0.17779 -0.0938 0.0028 1.0000 21.000 1.2621 0.18974 0.18519 -0.0983 0.0028 1.0000 21.500 1.2652 0.19704 0.19260 -0.1029 0.0028 1.0000 22.000 1.2685 0.20424 0.19993 -0.1076 0.0028 1.0000 22.500 1.2706 0.21173 0.20753 -0.1125 0.0028 1.0000 23.000 1.2734 0.21900 0.21492 -0.1175 0.0028 1.0000 23.500 1.2747 0.22663 0.22267 -0.1228 0.0028 1.0000 24.000 1.2751 0.23446 0.23063 -0.1282 0.0028 1.0000 24.500 1.2759 0.24220 0.23847 -0.1338 0.0028 1.0000 25.000 1.2768 0.24986 0.24624 -0.1393 0.0029 1.0000 25.500 1.2792 0.25714 0.25360 -0.1447 0.0029 1.0000 26.000 1.2839 0.26370 0.26024 -0.1497 0.0029 1.0000 26.500 1.2906 0.26958 0.26617 -0.1543 0.0029 1.0000 27.000 1.2992 0.27476 0.27138 -0.1587 0.0029 1.0000 27.500 1.3090 0.27939 0.27605 -0.1628 0.0029 1.0000 28.000 1.3193 0.28373 0.28042 -0.1668 0.0030 1.0000 28.500 1.3297 0.28786 0.28459 -0.1707 0.0030 1.0000 29.000 1.3406 0.29163 0.28839 -0.1745 0.0030 1.0000 29.500 1.3504 0.29565 0.29246 -0.1786 0.0030 1.0000 30.000 1.3601 0.29953 0.29638 -0.1826 0.0030 1.0000 30.500 1.3691 0.30342 0.30034 -0.1867 0.0030 1.0000 31.000 1.3769 0.30761 0.30459 -0.1911 0.0031 1.0000 31.500 1.3824 0.31244 0.30952 -0.1958 0.0031 1.0000 32.000 1.3844 0.31865 0.31584 -0.2013 0.0031 1.0000 32.500 1.3836 0.32601 0.32334 -0.2075 0.0032 1.0000