XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Voyager1 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1795 0.03067 0.01369 -0.0228 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1615 0.03040 0.01291 -0.0214 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1436 0.03018 0.01222 -0.0201 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1259 0.02999 0.01162 -0.0187 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1084 0.02983 0.01111 -0.0172 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0911 0.02969 0.01067 -0.0157 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0741 0.02958 0.01032 -0.0142 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0573 0.02950 0.01003 -0.0126 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0407 0.02944 0.00969 -0.0109 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0243 0.02940 0.00950 -0.0092 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0081 0.02937 0.00938 -0.0075 1.0000 1.0000 -0.250 0.0079 0.02937 0.00932 -0.0057 1.0000 1.0000 0.000 0.0238 0.02939 0.00932 -0.0040 1.0000 1.0000 0.250 0.0394 0.02943 0.00937 -0.0021 1.0000 1.0000 0.500 0.0548 0.02949 0.00948 -0.0003 1.0000 1.0000 0.750 0.0701 0.02956 0.00967 0.0016 1.0000 1.0000 1.000 0.0851 0.02966 0.00988 0.0035 1.0000 1.0000 1.250 0.1000 0.02978 0.01015 0.0054 1.0000 1.0000 1.500 0.1146 0.02992 0.01048 0.0073 1.0000 1.0000 1.750 0.1291 0.03009 0.01086 0.0092 1.0000 1.0000 2.000 0.1434 0.03029 0.01132 0.0111 1.0000 1.0000 2.250 0.1574 0.03051 0.01185 0.0131 1.0000 1.0000 2.500 0.1712 0.03077 0.01256 0.0150 1.0000 1.0000 2.750 0.1846 0.03108 0.01323 0.0169 1.0000 1.0000 3.000 0.1976 0.03143 0.01399 0.0187 1.0000 1.0000 3.250 0.2099 0.03185 0.01485 0.0206 1.0000 1.0000 3.500 0.2213 0.03235 0.01582 0.0225 1.0000 1.0000 3.750 0.2312 0.03298 0.01693 0.0243 1.0000 1.0000 4.000 0.2384 0.03382 0.01824 0.0260 1.0000 1.0000 4.250 0.2407 0.03505 0.01984 0.0276 1.0000 1.0000 4.500 0.2368 0.03681 0.02182 0.0287 1.0000 1.0000 4.750 0.2337 0.03875 0.02391 0.0292 1.0000 1.0000 5.000 0.5481 0.03979 0.02486 0.0094 0.2407 1.0000