XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: USA 33 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.2206 0.11183 0.10808 -0.0352 1.0000 0.0708 -10.000 -0.2255 0.10924 0.10554 -0.0363 1.0000 0.0729 -9.750 -0.2468 0.10610 0.10249 -0.0390 1.0000 0.0739 -9.500 -0.2362 0.10376 0.10021 -0.0370 1.0000 0.0743 -9.250 -0.2346 0.10214 0.09869 -0.0347 1.0000 0.0749 -9.000 -0.2099 0.09855 0.09512 -0.0385 0.9946 0.0764 -8.750 -0.1907 0.09422 0.09079 -0.0449 0.9819 0.0794 -8.500 -0.1871 0.08845 0.08502 -0.0546 0.9637 0.0814 -8.250 -0.1552 0.08522 0.08178 -0.0566 0.9510 0.0824 -8.000 -0.1258 0.08147 0.07801 -0.0620 0.9361 0.0848 -7.750 -0.1187 0.07380 0.07021 -0.0797 0.9117 0.0891 -7.500 -0.0711 0.07073 0.06710 -0.0828 0.8970 0.0908 -7.250 -0.0446 0.06695 0.06317 -0.0893 0.8727 0.0937 -7.000 -0.0803 0.06328 0.05915 -0.0918 0.8421 0.0973 -6.750 -0.0594 0.06103 0.05686 -0.0910 0.8250 0.0981 -6.500 -0.0456 0.05922 0.05496 -0.0899 0.8088 0.0993 -6.250 -0.0381 0.05745 0.05306 -0.0887 0.7936 0.1010 -6.000 -0.0602 0.05504 0.05029 -0.0867 0.7777 0.1065 -5.750 -0.0445 0.05282 0.04808 -0.0855 0.7653 0.1072 -5.500 -0.0300 0.05109 0.04630 -0.0840 0.7537 0.1083 -5.250 -0.0175 0.04957 0.04473 -0.0825 0.7422 0.1106 -5.000 -0.0184 0.04744 0.04219 -0.0803 0.7325 0.1168 -4.750 -0.0029 0.04542 0.04018 -0.0790 0.7221 0.1177 -4.500 -0.0453 0.02865 0.02169 -0.0701 0.7189 0.0807 -4.250 -0.0295 0.02631 0.01896 -0.0680 0.7105 0.0807 -4.000 -0.0118 0.02434 0.01666 -0.0660 0.7011 0.0806 -3.750 0.0091 0.02271 0.01468 -0.0645 0.6924 0.0807 -3.500 0.0331 0.02143 0.01316 -0.0635 0.6845 0.0812 -3.250 0.0571 0.02063 0.01231 -0.0626 0.6754 0.0822 -3.000 0.0832 0.02012 0.01171 -0.0620 0.6685 0.0837 -2.750 0.1089 0.01954 0.01102 -0.0613 0.6615 0.0854 -2.500 0.1352 0.01886 0.01018 -0.0606 0.6543 0.0870 -2.250 0.1632 0.01825 0.00936 -0.0602 0.6481 0.0883 -2.000 0.1907 0.01776 0.00889 -0.0599 0.6422 0.0900 -1.750 0.2164 0.01746 0.00864 -0.0592 0.6356 0.0922 -1.500 0.2434 0.01717 0.00827 -0.0587 0.6295 0.0954 -1.250 0.2713 0.01688 0.00792 -0.0584 0.6239 0.0984 -1.000 0.2953 0.01668 0.00782 -0.0574 0.6170 0.1017 -0.750 0.3212 0.01643 0.00752 -0.0566 0.6106 0.1061 -0.500 0.3474 0.01632 0.00743 -0.0560 0.6050 0.1118 -0.250 0.3716 0.01624 0.00742 -0.0550 0.5989 0.1195 0.000 0.3957 0.01623 0.00748 -0.0540 0.5923 0.1316 0.250 0.4214 0.01636 0.00756 -0.0531 0.5862 0.1521 0.500 0.4459 0.01658 0.00777 -0.0522 0.5800 0.1694 0.750 0.4686 0.01674 0.00793 -0.0508 0.5725 0.1827 1.000 0.4937 0.01673 0.00791 -0.0501 0.5657 0.1932 1.250 0.5188 0.01674 0.00789 -0.0494 0.5591 0.2019 1.500 0.5417 0.01673 0.00793 -0.0482 0.5513 0.2108 1.750 0.5670 0.01661 0.00778 -0.0475 0.5440 0.2187 2.000 0.5899 0.01659 0.00779 -0.0463 0.5355 0.2270 2.250 0.6128 0.01644 0.00765 -0.0450 0.5264 0.2337 2.500 0.6363 0.01636 0.00755 -0.0440 0.5180 0.2416 2.750 0.6570 0.01628 0.00751 -0.0423 0.5082 0.2493 3.000 0.6800 0.01614 0.00735 -0.0412 0.5001 0.2593 3.250 0.6976 0.01604 0.00734 -0.0390 0.4894 0.2673 3.500 0.7181 0.01591 0.00716 -0.0372 0.4805 0.2767 3.750 0.7355 0.01583 0.00716 -0.0350 0.4695 0.2867 4.000 0.7557 0.01573 0.00704 -0.0333 0.4605 0.3079 4.250 0.8477 0.01483 0.00777 -0.0455 0.4424 0.9473 4.500 0.9263 0.01543 0.00827 -0.0552 0.4254 0.9790 4.750 1.0164 0.01571 0.00840 -0.0678 0.4080 0.9958 5.000 1.0537 0.01584 0.00847 -0.0700 0.3962 1.0000 5.250 1.0686 0.01605 0.00856 -0.0675 0.3871 1.0000 5.500 1.0835 0.01625 0.00876 -0.0651 0.3777 1.0000 5.750 1.0972 0.01651 0.00891 -0.0625 0.3692 1.0000 6.000 1.1113 0.01676 0.00915 -0.0600 0.3612 1.0000 6.250 1.1243 0.01704 0.00937 -0.0573 0.3532 1.0000 6.500 1.1373 0.01735 0.00963 -0.0546 0.3462 1.0000 6.750 1.1496 0.01763 0.00991 -0.0518 0.3388 1.0000 7.000 1.1613 0.01800 0.01018 -0.0489 0.3321 1.0000 7.250 1.1727 0.01829 0.01051 -0.0459 0.3252 1.0000 7.500 1.1829 0.01862 0.01082 -0.0427 0.3183 1.0000 7.750 1.1931 0.01903 0.01114 -0.0396 0.3119 1.0000 8.000 1.2010 0.01932 0.01151 -0.0360 0.3046 1.0000 8.250 1.2078 0.01970 0.01183 -0.0323 0.2979 1.0000 8.500 1.2127 0.02005 0.01217 -0.0283 0.2919 1.0000 8.750 1.2162 0.02035 0.01252 -0.0240 0.2853 1.0000 9.000 1.2207 0.02078 0.01289 -0.0201 0.2792 1.0000 9.250 1.2272 0.02120 0.01336 -0.0166 0.2729 1.0000 9.500 1.2333 0.02166 0.01384 -0.0133 0.2661 1.0000 9.750 1.2392 0.02226 0.01437 -0.0101 0.2605 1.0000 10.000 1.2477 0.02278 0.01499 -0.0075 0.2537 1.0000 10.250 1.2537 0.02346 0.01566 -0.0047 0.2472 1.0000 10.500 1.2608 0.02420 0.01642 -0.0022 0.2411 1.0000 10.750 1.2689 0.02496 0.01723 0.0000 0.2348 1.0000 11.000 1.2744 0.02591 0.01815 0.0022 0.2292 1.0000 11.250 1.2829 0.02680 0.01912 0.0040 0.2231 1.0000 11.500 1.2897 0.02785 0.02019 0.0058 0.2173 1.0000 11.750 1.2942 0.02908 0.02142 0.0076 0.2113 1.0000 12.000 1.3010 0.03027 0.02267 0.0090 0.2049 1.0000 12.250 1.3036 0.03179 0.02417 0.0105 0.1989 1.0000 12.500 1.3089 0.03323 0.02566 0.0118 0.1920 1.0000 12.750 1.3099 0.03503 0.02746 0.0130 0.1856 1.0000 13.000 1.3132 0.03676 0.02924 0.0140 0.1793 1.0000 13.250 1.3135 0.03880 0.03129 0.0150 0.1728 1.0000 13.500 1.3136 0.04094 0.03347 0.0158 0.1659 1.0000 13.750 1.3119 0.04334 0.03588 0.0165 0.1591 1.0000 14.000 1.3103 0.04584 0.03843 0.0170 0.1511 1.0000 14.250 1.3048 0.04880 0.04140 0.0173 0.1435 1.0000 14.500 1.3012 0.05173 0.04438 0.0175 0.1341 1.0000 14.750 1.2960 0.05491 0.04758 0.0175 0.1245 1.0000 15.000 1.2894 0.05834 0.05102 0.0174 0.1161 1.0000 15.250 1.2815 0.06197 0.05465 0.0171 0.1099 1.0000 15.500 1.2746 0.06558 0.05827 0.0168 0.1046 1.0000 15.750 1.2669 0.06934 0.06204 0.0164 0.1014 1.0000 16.000 1.2617 0.07286 0.06559 0.0159 0.0982 1.0000 16.250 1.2569 0.07637 0.06914 0.0154 0.0963 1.0000 16.500 1.2512 0.08003 0.07283 0.0148 0.0944 1.0000 16.750 1.2472 0.08351 0.07631 0.0142 0.0932 1.0000 17.000 1.2469 0.08651 0.07935 0.0138 0.0918 1.0000 17.250 1.2482 0.08929 0.08219 0.0134 0.0909 1.0000 17.500 1.2500 0.09200 0.08494 0.0129 0.0898 1.0000 17.750 1.2522 0.09469 0.08767 0.0125 0.0888 1.0000