XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eif385mod2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0677 0.06365 0.04113 -0.0119 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0476 0.06318 0.03995 -0.0140 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0233 0.06315 0.03921 -0.0157 0.9993 1.0007 -2.250 0.0017 0.06337 0.03879 -0.0168 0.9993 1.0007 -2.000 0.0263 0.06374 0.03861 -0.0174 0.9993 1.0007 -1.750 0.0500 0.06419 0.03861 -0.0177 0.9993 1.0007 -1.500 0.0729 0.06473 0.03880 -0.0177 0.9993 1.0007 -1.250 0.0951 0.06534 0.03915 -0.0175 0.9993 1.0007 -1.000 0.1163 0.06603 0.03967 -0.0173 0.9993 1.0007 -0.750 0.1368 0.06681 0.04036 -0.0170 0.9993 1.0007 -0.500 0.1561 0.06772 0.04127 -0.0167 0.9993 1.0007 -0.250 0.1738 0.06883 0.04245 -0.0164 0.9993 1.0007 0.000 0.1891 0.07022 0.04401 -0.0163 0.9993 1.0007 0.250 0.2002 0.07210 0.04612 -0.0165 0.9993 1.0007 0.500 0.2039 0.07482 0.04906 -0.0169 0.9993 1.0007 0.750 0.1990 0.07852 0.05284 -0.0178 0.9993 1.0007 1.000 0.1925 0.08252 0.05673 -0.0190 0.9993 1.0007 1.250 0.1898 0.08621 0.06022 -0.0203 0.9993 1.0007 1.500 0.1906 0.08958 0.06336 -0.0215 0.9993 1.0007 1.750 0.1941 0.09274 0.06627 -0.0227 0.9993 1.0007 2.000 0.1994 0.09575 0.06903 -0.0238 0.9993 1.0007 2.250 0.2060 0.09865 0.07168 -0.0249 0.9993 1.0007 2.500 0.2135 0.10147 0.07425 -0.0259 0.9993 1.0007 2.750 0.2217 0.10422 0.07677 -0.0270 0.9993 1.0007 3.000 0.2306 0.10694 0.07924 -0.0280 0.9993 1.0007 3.250 0.2399 0.10962 0.08168 -0.0290 0.9993 1.0007 3.500 0.2497 0.11227 0.08410 -0.0300 0.9993 1.0007 3.750 0.2598 0.11491 0.08651 -0.0310 0.9993 1.0007 4.000 0.2702 0.11753 0.08890 -0.0321 0.9993 1.0007 4.250 0.2808 0.12013 0.09130 -0.0331 0.9993 1.0007 4.500 0.2917 0.12274 0.09369 -0.0341 0.9993 1.0007 4.750 0.3028 0.12533 0.09609 -0.0352 0.9993 1.0007 5.000 0.3140 0.12793 0.09849 -0.0362 0.9993 1.0007