XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: COUDE2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2879 0.08247 0.07691 0.0556 0.9999 0.8348 -2.750 -0.3461 0.07878 0.07340 0.0644 0.9999 0.7897 -2.500 -0.4034 0.07440 0.06919 0.0705 0.9999 0.7443 -2.250 -0.2058 0.05992 0.05249 -0.0185 0.9999 0.3065 -2.000 -0.1546 0.05740 0.04936 -0.0244 0.9999 0.2632 -1.750 -0.1135 0.05547 0.04710 -0.0270 0.9999 0.2411 -1.500 -0.0787 0.05357 0.04533 -0.0282 0.9999 0.2327 -1.000 0.1774 0.04409 0.03188 -0.0628 0.4089 0.2143 -0.750 0.2581 0.04345 0.03037 -0.0721 0.3815 0.2167 -0.500 0.3379 0.04302 0.02952 -0.0818 0.3587 0.2276 -0.250 0.4178 0.04300 0.02927 -0.0917 0.3416 0.2420 0.000 0.5222 0.04306 0.02973 -0.1078 0.3310 0.3009 0.250 0.6042 0.04222 0.03055 -0.1170 0.3255 1.0001 0.500 0.6814 0.04439 0.03216 -0.1268 0.3210 1.0001 0.750 0.7384 0.04663 0.03404 -0.1331 0.3150 1.0001 1.000 0.7973 0.04953 0.03662 -0.1401 0.3090 1.0001 1.250 0.8353 0.05162 0.03879 -0.1422 0.3081 1.0001 1.500 0.8739 0.05416 0.04137 -0.1446 0.3091 1.0001 1.750 0.9055 0.05654 0.04387 -0.1455 0.3112 1.0001 2.000 0.9100 0.05790 0.04576 -0.1403 0.3180 1.0001 2.250 0.9236 0.06040 0.04851 -0.1376 0.3243 1.0001 2.500 0.9468 0.06354 0.05169 -0.1371 0.3299 1.0001 2.750 0.9334 0.06518 0.05383 -0.1291 0.3410 1.0001 3.000 0.9353 0.06815 0.05697 -0.1247 0.3496 1.0001 3.250 0.9132 0.07027 0.05944 -0.1160 0.3624 1.0001 3.500 0.9065 0.07372 0.06303 -0.1110 0.3736 1.0001 3.750 0.8576 0.07669 0.06639 -0.0996 0.3952 1.0001 4.000 0.7635 0.08195 0.07222 -0.0861 0.4398 1.0001 4.250 0.2455 0.10779 0.10151 -0.0672 0.9484 1.0001 4.500 0.2642 0.10981 0.10305 -0.0682 0.9359 1.0001 4.750 0.2947 0.11285 0.10554 -0.0713 0.9156 1.0001 5.000 0.3230 0.11461 0.10686 -0.0736 0.8827 1.0001