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 =     0.035 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.000  -0.4737   0.11233   0.10812   0.0044  1.0000  0.1656
  -1.750  -0.4672   0.11013   0.10583   0.0046  1.0000  0.1714
  -1.500  -0.4494   0.11208   0.10741   0.0016  1.0000  0.1773
  -1.250  -0.4498   0.10642   0.10186   0.0039  1.0000  0.1803
  -1.000  -0.4442   0.10369   0.09908   0.0049  1.0000  0.1864
  -0.750  -0.4280   0.10406   0.09915   0.0032  1.0000  0.1952
  -0.500  -0.4254   0.09990   0.09505   0.0050  1.0000  0.1999
   0.250  -0.3576   0.09590   0.09057  -0.0015  0.9713  0.2529
   0.750  -0.3303   0.09139   0.08587  -0.0010  0.9405  0.3306
   1.000  -0.3152   0.09043   0.08472  -0.0003  0.9283  0.3804
   1.250  -0.3024   0.08786   0.08215   0.0015  0.9122  0.4108
   1.500  -0.2875   0.08672   0.08083   0.0026  0.8960  0.4363
   1.750  -0.2716   0.08584   0.07976   0.0037  0.8809  0.4592
   2.000  -0.2489   0.08561   0.07935   0.0038  0.8691  0.4799
   2.250  -0.2217   0.08572   0.07923   0.0031  0.8534  0.4990
   2.500  -0.2031   0.08477   0.07813   0.0037  0.8367  0.5157
   2.750  -0.1736   0.08473   0.07783   0.0020  0.8213  0.5322
   3.000  -0.1293   0.08604   0.07875  -0.0028  0.8073  0.5426
   3.250  -0.0669   0.08913   0.08127  -0.0109  0.7933  0.5342
   3.500  -0.0368   0.08996   0.08168  -0.0136  0.7774  0.5178
   3.750   0.0027   0.09203   0.08330  -0.0179  0.7644  0.4840
   4.000   0.0581   0.09672   0.08732  -0.0232  0.7537  0.4328
   4.250   0.0734   0.09713   0.08739  -0.0226  0.7389  0.4054
   4.500   0.0988   0.09950   0.08939  -0.0231  0.7281  0.3738
   4.750   0.1328   0.10272   0.09217  -0.0239  0.7156  0.3412
   5.000   0.1570   0.10354   0.09274  -0.0257  0.7026  0.3284