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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4864 0.11475 0.11077 0.0450 1.0000 0.6418 -2.750 -0.5058 0.11258 0.10863 0.0483 1.0000 0.6419 -2.500 -0.5294 0.11018 0.10627 0.0518 1.0000 0.6404 -2.250 -0.5510 0.10770 0.10381 0.0548 1.0000 0.6390 -1.750 -0.5463 0.10234 0.09846 0.0588 1.0000 0.6729 -1.500 -0.5604 0.09964 0.09576 0.0611 1.0000 0.6719 -1.250 -0.5738 0.09674 0.09288 0.0633 1.0000 0.6731 -1.000 -0.5849 0.09387 0.08996 0.0652 1.0000 0.6746 -0.750 -0.5930 0.09103 0.08709 0.0666 1.0000 0.6764 -0.500 -0.5971 0.08833 0.08433 0.0673 1.0000 0.6781 -0.250 -0.5895 0.08560 0.08157 0.0676 1.0000 0.6863 0.000 -0.5843 0.08317 0.07905 0.0672 1.0000 0.6901 0.250 -0.5771 0.08080 0.07656 0.0664 1.0000 0.6940 0.500 -0.5685 0.07867 0.07428 0.0655 1.0000 0.6972 0.750 -0.5558 0.07695 0.07237 0.0640 1.0000 0.6990 1.000 -0.5385 0.07537 0.07060 0.0619 1.0000 0.7008 1.250 -0.5182 0.07397 0.06901 0.0597 1.0000 0.7041 1.500 -0.4949 0.07304 0.06781 0.0568 1.0000 0.7057 1.750 -0.4668 0.07250 0.06695 0.0527 1.0000 0.7048 2.000 -0.4347 0.07261 0.06666 0.0475 1.0000 0.6998 2.250 -0.3941 0.07297 0.06661 0.0406 1.0000 0.6875 2.500 -0.3487 0.07425 0.06730 0.0321 1.0000 0.6626 2.750 -0.2978 0.07637 0.06861 0.0222 1.0000 0.6161 3.000 -0.2502 0.07832 0.06987 0.0139 1.0000 0.5707 3.250 -0.2107 0.08025 0.07112 0.0081 1.0000 0.5364 3.500 -0.1722 0.08192 0.07228 0.0029 1.0000 0.5075 3.750 -0.1395 0.08380 0.07357 -0.0007 1.0000 0.4795 4.000 -0.1046 0.08555 0.07483 -0.0045 1.0000 0.4520 4.250 -0.0736 0.08731 0.07614 -0.0074 1.0000 0.4304 4.500 -0.0447 0.08908 0.07749 -0.0098 1.0000 0.4160 4.750 -0.0140 0.09089 0.07895 -0.0126 1.0000 0.4045 5.000 0.0145 0.09274 0.08045 -0.0149 1.0000 0.3935