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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0385 0.05634 0.04032 -0.0074 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0519 0.05427 0.03832 -0.0056 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0429 0.05301 0.03667 -0.0077 0.9993 1.0007 -2.250 -0.0156 0.05276 0.03576 -0.0115 0.9993 1.0007 -2.000 0.0150 0.05303 0.03539 -0.0143 0.9993 1.0007 -1.750 0.0439 0.05351 0.03534 -0.0158 0.9993 1.0007 -1.500 0.0709 0.05409 0.03555 -0.0166 0.9993 1.0007 -1.250 0.0961 0.05475 0.03598 -0.0169 0.9993 1.0007 -1.000 0.1196 0.05552 0.03665 -0.0170 0.9993 1.0007 -0.750 0.1409 0.05649 0.03765 -0.0171 0.9993 1.0007 -0.500 0.1580 0.05790 0.03925 -0.0172 0.9993 1.0007 -0.250 0.1635 0.06049 0.04220 -0.0177 0.9993 1.0007 0.000 0.1463 0.06541 0.04732 -0.0190 0.9993 1.0007 0.250 0.1327 0.07016 0.05197 -0.0206 0.9993 1.0007 0.500 0.1297 0.07399 0.05560 -0.0221 0.9993 1.0007 0.750 0.1319 0.07735 0.05873 -0.0235 0.9993 1.0007 1.000 0.1369 0.08045 0.06158 -0.0247 0.9993 1.0007 1.250 0.1437 0.08340 0.06427 -0.0258 0.9993 1.0007 1.500 0.1517 0.08625 0.06686 -0.0269 0.9993 1.0007 1.750 0.1606 0.08902 0.06937 -0.0279 0.9993 1.0007 2.000 0.1701 0.09175 0.07184 -0.0289 0.9993 1.0007 2.250 0.1801 0.09446 0.07430 -0.0298 0.9993 1.0007 2.500 0.1905 0.09714 0.07674 -0.0308 0.9993 1.0007 2.750 0.2012 0.09982 0.07917 -0.0317 0.9993 1.0007 3.000 0.2122 0.10248 0.08160 -0.0326 0.9993 1.0007 3.250 0.2234 0.10514 0.08404 -0.0335 0.9993 1.0007 3.500 0.2347 0.10780 0.08647 -0.0345 0.9993 1.0007 3.750 0.2462 0.11045 0.08891 -0.0354 0.9993 1.0007 4.000 0.2579 0.11311 0.09136 -0.0363 0.9993 1.0007 4.250 0.2696 0.11577 0.09382 -0.0373 0.9993 1.0007 4.500 0.2815 0.11844 0.09630 -0.0382 0.9993 1.0007 4.750 0.2934 0.12111 0.09878 -0.0392 0.9993 1.0007 5.000 0.3054 0.12378 0.10129 -0.0402 0.9993 1.0007