XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USNPS4 (smoothed) 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 0.6531 0.00958 0.00283 -0.1314 0.7340 0.0937 0.500 0.7044 0.00765 0.00303 -0.1305 0.6881 1.0000 1.000 0.7484 0.00806 0.00306 -0.1278 0.6396 1.0000 1.500 0.7920 0.00854 0.00318 -0.1251 0.5910 1.0000 2.000 0.8361 0.00903 0.00337 -0.1226 0.5435 1.0000 2.500 0.8802 0.00958 0.00362 -0.1202 0.5003 1.0000 3.000 0.9249 0.01012 0.00391 -0.1180 0.4595 1.0000 3.500 0.9698 0.01068 0.00425 -0.1160 0.4250 1.0000 4.500 1.0593 0.01180 0.00504 -0.1119 0.3661 1.0000 5.000 1.1023 0.01239 0.00549 -0.1095 0.3430 1.0000 5.500 1.1438 0.01303 0.00602 -0.1070 0.3219 1.0000 6.000 1.1861 0.01366 0.00657 -0.1046 0.3036 1.0000 6.500 1.2283 0.01431 0.00718 -0.1023 0.2876 1.0000 7.000 1.2707 0.01496 0.00782 -0.1001 0.2733 1.0000 7.500 1.3120 0.01567 0.00854 -0.0978 0.2599 1.0000 8.000 1.3517 0.01648 0.00934 -0.0953 0.2484 1.0000 8.500 1.3900 0.01734 0.01022 -0.0926 0.2376 1.0000 9.000 1.4294 0.01817 0.01113 -0.0902 0.2284 1.0000 9.500 1.4630 0.01932 0.01226 -0.0869 0.2183 1.0000 10.000 1.5019 0.02016 0.01326 -0.0846 0.2112 1.0000 10.500 1.5339 0.02143 0.01456 -0.0814 0.2034 1.0000 11.000 1.5683 0.02256 0.01587 -0.0786 0.1970 1.0000 11.500 1.5968 0.02397 0.01729 -0.0753 0.1864 1.0000 12.000 1.6300 0.02514 0.01866 -0.0727 0.1781 1.0000 12.500 1.6528 0.02702 0.02057 -0.0691 0.1693 1.0000 13.000 1.6839 0.02841 0.02219 -0.0667 0.1609 1.0000 13.500 1.7065 0.03045 0.02434 -0.0636 0.1510 1.0000 14.000 1.7239 0.03297 0.02693 -0.0604 0.1391 1.0000 14.500 1.7423 0.03562 0.02971 -0.0577 0.1256 1.0000 15.000 1.7510 0.03931 0.03346 -0.0548 0.1040 1.0000 15.500 1.7219 0.04697 0.04092 -0.0507 0.0632 1.0000 16.000 1.6762 0.05758 0.05149 -0.0483 0.0368 1.0000 16.500 1.6385 0.06849 0.06259 -0.0483 0.0279 1.0000 17.000 1.6049 0.07978 0.07415 -0.0499 0.0243 1.0000 17.500 1.5622 0.09304 0.08769 -0.0529 0.0224 1.0000 18.000 1.5240 0.10618 0.10113 -0.0567 0.0212 1.0000 18.500 1.4857 0.11964 0.11489 -0.0614 0.0203 1.0000 19.000 1.4488 0.13339 0.12888 -0.0669 0.0194 1.0000 19.500 1.4151 0.14692 0.14262 -0.0730 0.0185 1.0000 20.000 1.3857 0.16009 0.15595 -0.0797 0.0174 1.0000 20.500 1.3726 0.17045 0.16648 -0.0853 0.0163 1.0000 21.000 1.3643 0.17999 0.17616 -0.0909 0.0152 1.0000 21.500 1.3588 0.18901 0.18527 -0.0965 0.0141 1.0000 22.000 1.3602 0.19617 0.19245 -0.1011 0.0130 1.0000 22.500 1.3636 0.20331 0.19973 -0.1059 0.0121 1.0000 23.000 1.3686 0.21003 0.20655 -0.1107 0.0113 1.0000 23.500 1.3757 0.21607 0.21263 -0.1152 0.0105 1.0000 24.000 1.3839 0.22155 0.21821 -0.1194 0.0098 1.0000 24.500 1.3867 0.22913 0.22597 -0.1252 0.0093 1.0000 25.000 1.3903 0.23645 0.23345 -0.1310 0.0088 1.0000 25.500 1.3928 0.24407 0.24122 -0.1372 0.0084 1.0000 26.000 1.3956 0.25163 0.24890 -0.1435 0.0080 1.0000 26.500 1.3976 0.25932 0.25671 -0.1500 0.0077 1.0000 27.000 1.3903 0.27038 0.26799 -0.1589 0.0075 1.0000 27.500 1.3680 0.28865 0.28657 -0.1723 0.0075 1.0000