XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CHEN AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1689 0.11540 0.10876 0.0040 1.0000 0.9424 -2.750 -0.1950 0.11428 0.10771 0.0095 1.0000 0.9245 -2.500 -0.2223 0.11288 0.10638 0.0149 1.0000 0.9061 -2.250 -0.2485 0.11132 0.10490 0.0199 1.0000 0.8896 -2.000 -0.2770 0.10959 0.10324 0.0252 1.0000 0.8733 -1.750 -0.3102 0.10760 0.10136 0.0313 1.0000 0.8585 -1.500 -0.3328 0.10536 0.09918 0.0350 1.0000 0.8433 -1.250 -0.3607 0.10286 0.09675 0.0396 1.0000 0.8291 -1.000 -0.3986 0.10021 0.09419 0.0462 1.0000 0.8187 -0.750 -0.4292 0.09726 0.09135 0.0513 1.0000 0.8068 -0.500 -0.4655 0.09420 0.08836 0.0575 1.0000 0.7978 -0.250 -0.4942 0.09090 0.08508 0.0617 1.0000 0.7858 0.000 -0.5134 0.08783 0.08194 0.0639 1.0000 0.7730 0.250 -0.5264 0.08486 0.07878 0.0643 1.0000 0.7575 0.500 -0.5194 0.08266 0.07623 0.0606 1.0000 0.7372 0.750 -0.4964 0.08139 0.07448 0.0541 1.0000 0.7145 1.000 -0.4628 0.08086 0.07336 0.0459 1.0000 0.6893 1.250 -0.4224 0.08102 0.07279 0.0369 1.0000 0.6627 1.500 -0.3794 0.08169 0.07267 0.0280 1.0000 0.6370 1.750 -0.3364 0.08236 0.07266 0.0202 1.0000 0.6156 2.000 -0.2955 0.08320 0.07287 0.0134 1.0000 0.5992 2.250 -0.2549 0.08402 0.07310 0.0072 1.0000 0.5859 2.500 -0.2148 0.08519 0.07365 0.0013 1.0000 0.5736 2.750 -0.1749 0.08653 0.07440 -0.0043 1.0000 0.5610 3.000 -0.1371 0.08781 0.07520 -0.0092 1.0000 0.5538 3.250 -0.1010 0.08912 0.07615 -0.0135 1.0000 0.5514 3.500 -0.0665 0.09055 0.07724 -0.0174 1.0000 0.5503 3.750 -0.0337 0.09208 0.07851 -0.0207 1.0000 0.5494 4.000 -0.0024 0.09358 0.07986 -0.0236 1.0000 0.5547 4.250 0.0265 0.09494 0.08135 -0.0259 1.0000 0.5677 4.500 0.0541 0.09628 0.08298 -0.0280 1.0000 0.5888 4.750 0.0942 0.09833 0.08518 -0.0335 1.0000 1.0000 5.000 0.1177 0.10055 0.08684 -0.0348 1.0000 1.0000