XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eif385mod3 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 -0.0143 0.05711 0.04161 -0.0056 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0289 0.05515 0.03991 -0.0028 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0359 0.05345 0.03824 -0.0016 0.9993 1.0007 -2.250 -0.0219 0.05257 0.03708 -0.0039 0.9993 1.0007 -2.000 0.0052 0.05246 0.03652 -0.0073 0.9993 1.0007 -1.750 0.0355 0.05276 0.03642 -0.0102 0.9993 1.0007 -1.500 0.0650 0.05328 0.03661 -0.0123 0.9993 1.0007 -1.250 0.0929 0.05395 0.03706 -0.0137 0.9993 1.0007 -1.000 0.1189 0.05474 0.03777 -0.0146 0.9993 1.0007 -0.750 0.1424 0.05575 0.03883 -0.0154 0.9993 1.0007 -0.500 0.1612 0.05721 0.04051 -0.0160 0.9993 1.0007 -0.250 0.1677 0.05990 0.04355 -0.0169 0.9993 1.0007 0.000 0.1510 0.06490 0.04876 -0.0184 0.9993 1.0007 0.250 0.1384 0.06968 0.05343 -0.0202 0.9993 1.0007 0.500 0.1364 0.07355 0.05710 -0.0219 0.9993 1.0007 0.750 0.1396 0.07695 0.06028 -0.0234 0.9993 1.0007 1.000 0.1454 0.08011 0.06320 -0.0249 0.9993 1.0007 1.250 0.1529 0.08311 0.06595 -0.0262 0.9993 1.0007 1.500 0.1616 0.08600 0.06859 -0.0274 0.9993 1.0007 1.750 0.1710 0.08883 0.07117 -0.0285 0.9993 1.0007 2.000 0.1810 0.09160 0.07370 -0.0296 0.9993 1.0007 2.250 0.1915 0.09435 0.07622 -0.0306 0.9993 1.0007 2.500 0.2023 0.09708 0.07872 -0.0316 0.9993 1.0007 2.750 0.2134 0.09980 0.08120 -0.0326 0.9993 1.0007 3.000 0.2247 0.10250 0.08369 -0.0335 0.9993 1.0007 3.250 0.2362 0.10519 0.08616 -0.0345 0.9993 1.0007 3.500 0.2478 0.10788 0.08864 -0.0354 0.9993 1.0007 3.750 0.2595 0.11057 0.09113 -0.0363 0.9993 1.0007 4.000 0.2713 0.11325 0.09362 -0.0373 0.9993 1.0007 4.250 0.2832 0.11594 0.09612 -0.0382 0.9993 1.0007 4.500 0.2952 0.11862 0.09862 -0.0391 0.9993 1.0007 4.750 0.3072 0.12131 0.10114 -0.0401 0.9993 1.0007 5.000 0.3193 0.12401 0.10367 -0.0411 0.9993 1.0007