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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0805 0.11313 0.10777 -0.0164 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0858 0.11205 0.10671 -0.0149 1.0000 0.9982 -2.500 -0.1208 0.11113 0.10589 -0.0063 1.0000 0.9816 -2.250 -0.1526 0.10995 0.10477 0.0012 1.0000 0.9641 -2.000 -0.1820 0.10849 0.10339 0.0077 1.0000 0.9468 -1.750 -0.2122 0.10676 0.10173 0.0142 1.0000 0.9292 -1.500 -0.2435 0.10511 0.10015 0.0206 1.0000 0.9132 -1.250 -0.2784 0.10303 0.09815 0.0275 1.0000 0.8971 -1.000 -0.3032 0.10062 0.09580 0.0321 1.0000 0.8824 -0.750 -0.3325 0.09805 0.09332 0.0375 1.0000 0.8688 -0.500 -0.3746 0.09523 0.09059 0.0453 1.0000 0.8558 -0.250 -0.4115 0.09199 0.08744 0.0520 1.0000 0.8435 0.000 -0.4556 0.08852 0.08405 0.0601 1.0000 0.8324 0.250 -0.5108 0.08433 0.07993 0.0698 1.0000 0.8206 0.500 -0.5254 0.08101 0.07658 0.0716 1.0000 0.8104 0.750 -0.5459 0.07776 0.07320 0.0743 1.0000 0.7996 1.000 -0.5375 0.07551 0.07076 0.0717 1.0000 0.7883 1.250 -0.5198 0.07394 0.06885 0.0670 1.0000 0.7736 1.500 -0.4883 0.07341 0.06782 0.0593 1.0000 0.7516 1.750 -0.4393 0.07428 0.06791 0.0472 1.0000 0.7085 2.000 -0.3854 0.07618 0.06890 0.0346 1.0000 0.6586 2.250 -0.3347 0.07779 0.06973 0.0245 1.0000 0.6171 2.500 -0.2885 0.07915 0.07043 0.0164 1.0000 0.5841 2.750 -0.2458 0.08077 0.07135 0.0096 1.0000 0.5549 3.000 -0.2047 0.08234 0.07231 0.0036 1.0000 0.5262 3.250 -0.1683 0.08414 0.07346 -0.0011 1.0000 0.4994 3.500 -0.1338 0.08577 0.07452 -0.0051 1.0000 0.4787 3.750 -0.0989 0.08722 0.07558 -0.0090 1.0000 0.4650 4.000 -0.0658 0.08886 0.07675 -0.0123 1.0000 0.4538 4.250 -0.0353 0.09059 0.07806 -0.0151 1.0000 0.4416 4.500 -0.0050 0.09232 0.07946 -0.0178 1.0000 0.4325 4.750 0.0244 0.09410 0.08094 -0.0203 1.0000 0.4290 5.000 0.0525 0.09590 0.08251 -0.0224 1.0000 0.4279