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 =     0.030 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.000  -0.4840   0.11279   0.10828   0.0057  1.0000  0.2137
  -1.750  -0.4812   0.10934   0.10484   0.0073  1.0000  0.2218
  -1.500  -0.4731   0.10801   0.10333   0.0064  1.0000  0.2309
  -1.250  -0.4647   0.10718   0.10227   0.0060  1.0000  0.2463
  -1.000  -0.4652   0.10213   0.09738   0.0088  1.0000  0.2563
  -0.750  -0.4609   0.09953   0.09469   0.0098  1.0000  0.2742
  -0.250  -0.4597   0.09367   0.08877   0.0141  1.0000  0.3324
   0.000  -0.4628   0.09046   0.08557   0.0175  1.0000  0.3701
   0.250  -0.4633   0.08758   0.08264   0.0206  1.0000  0.4045
   0.500  -0.4609   0.08498   0.08001   0.0236  1.0000  0.4324
   0.750  -0.4551   0.08309   0.07803   0.0256  1.0000  0.4552
   1.000  -0.4482   0.08121   0.07605   0.0276  1.0000  0.4756
   1.250  -0.4406   0.07936   0.07411   0.0296  1.0000  0.4949
   1.500  -0.4310   0.07770   0.07234   0.0312  1.0000  0.5108
   1.750  -0.4151   0.07657   0.07106   0.0316  0.9983  0.5279
   2.000  -0.3828   0.07709   0.07135   0.0289  0.9880  0.5465
   2.500  -0.3058   0.07893   0.07249   0.0208  0.9602  0.5772
   2.750  -0.2580   0.07987   0.07309   0.0147  0.9440  0.5893
   3.000  -0.2037   0.08164   0.07440   0.0067  0.9236  0.5874
   3.250  -0.1428   0.08440   0.07656  -0.0026  0.9025  0.5658
   3.500  -0.0870   0.08775   0.07919  -0.0105  0.8813  0.5223
   3.750  -0.0422   0.09093   0.08171  -0.0155  0.8637  0.4771
   4.000   0.0069   0.09455   0.08472  -0.0208  0.8491  0.4363
   4.250   0.0487   0.09800   0.08762  -0.0241  0.8331  0.3979
   4.750   0.1069   0.10140   0.09031  -0.0273  0.8008  0.3562
   5.000   0.1425   0.10432   0.09283  -0.0298  0.7882  0.3411