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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.5162 0.12043 0.11611 0.0104 1.0000 0.2516 -2.750 -0.5172 0.11986 0.11535 0.0092 1.0000 0.2640 -2.500 -0.5169 0.11502 0.11062 0.0123 1.0000 0.2755 -2.250 -0.5179 0.11207 0.10766 0.0136 1.0000 0.2912 -2.000 -0.5197 0.10911 0.10468 0.0154 1.0000 0.3123 -1.750 -0.5265 0.10553 0.10113 0.0186 1.0000 0.3469 -1.500 -0.5338 0.10223 0.09786 0.0224 1.0000 0.3840 -1.250 -0.5395 0.09935 0.09496 0.0259 1.0000 0.4202 -1.000 -0.5421 0.09565 0.09136 0.0304 1.0000 0.4474 -0.750 -0.5424 0.09296 0.08862 0.0333 1.0000 0.4729 -0.500 -0.5408 0.09046 0.08608 0.0356 1.0000 0.4950 -0.250 -0.5387 0.08806 0.08360 0.0378 1.0000 0.5176 0.000 -0.5345 0.08551 0.08103 0.0402 1.0000 0.5353 0.250 -0.5290 0.08306 0.07854 0.0423 1.0000 0.5523 0.500 -0.5218 0.08085 0.07625 0.0439 1.0000 0.5677 0.750 -0.5110 0.07932 0.07456 0.0440 1.0000 0.5799 1.000 -0.4984 0.07752 0.07266 0.0446 1.0000 0.5925 1.250 -0.4839 0.07600 0.07100 0.0446 1.0000 0.6038 1.500 -0.4678 0.07494 0.06972 0.0442 1.0000 0.6127 1.750 -0.4482 0.07415 0.06867 0.0430 1.0000 0.6197 2.000 -0.4258 0.07339 0.06768 0.0415 1.0000 0.6272 2.250 -0.4002 0.07317 0.06715 0.0392 1.0000 0.6341 2.500 -0.3707 0.07334 0.06697 0.0358 1.0000 0.6377 2.750 -0.3344 0.07376 0.06701 0.0309 1.0000 0.6359 3.000 -0.2927 0.07478 0.06761 0.0244 1.0000 0.6228 3.250 -0.2509 0.07649 0.06873 0.0178 1.0000 0.5982 3.500 -0.1974 0.07946 0.07103 0.0088 0.9965 0.5495 3.750 -0.1280 0.08504 0.07570 -0.0023 0.9801 0.4956 4.000 -0.0654 0.08945 0.07941 -0.0113 0.9602 0.4527 4.250 -0.0237 0.09246 0.08182 -0.0157 0.9409 0.4184 4.500 0.0230 0.09567 0.08458 -0.0211 0.9229 0.3913 4.750 0.0666 0.09905 0.08749 -0.0257 0.9063 0.3754 5.000 0.1126 0.10313 0.09110 -0.0303 0.8903 0.3586