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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0799 0.11897 0.10694 -0.0180 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0842 0.11799 0.10600 -0.0173 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0887 0.11692 0.10495 -0.0166 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0933 0.11581 0.10387 -0.0159 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0982 0.11466 0.10277 -0.0152 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1036 0.11341 0.10155 -0.0144 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1092 0.11219 0.10037 -0.0135 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1153 0.11083 0.09905 -0.0126 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1221 0.10941 0.09769 -0.0116 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1293 0.10789 0.09623 -0.0105 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1373 0.10631 0.09472 -0.0093 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1462 0.10462 0.09309 -0.0079 1.0000 1.0000 0.000 -0.1560 0.10282 0.09137 -0.0064 1.0000 1.0000 0.250 -0.1672 0.10082 0.08946 -0.0046 1.0000 1.0000 0.500 -0.1793 0.09868 0.08739 -0.0027 1.0000 1.0000 0.750 -0.1912 0.09649 0.08522 -0.0009 1.0000 1.0000 1.000 -0.2001 0.09441 0.08303 0.0003 1.0000 1.0000 1.250 -0.2035 0.09268 0.08099 0.0005 1.0000 1.0000 1.500 -0.1987 0.09160 0.07938 -0.0006 1.0000 1.0000 1.750 -0.1846 0.09126 0.07833 -0.0032 1.0000 1.0000 2.000 -0.1630 0.09165 0.07790 -0.0068 1.0000 1.0000 2.250 -0.1358 0.09263 0.07792 -0.0111 1.0000 1.0000 2.500 -0.1060 0.09403 0.07833 -0.0155 1.0000 1.0000 2.750 -0.0748 0.09575 0.07900 -0.0197 1.0000 1.0000 3.000 -0.0443 0.09764 0.07984 -0.0234 1.0000 1.0000 3.250 -0.0149 0.09961 0.08082 -0.0265 1.0000 1.0000 3.500 0.0127 0.10162 0.08187 -0.0291 1.0000 1.0000 3.750 0.0385 0.10363 0.08297 -0.0311 1.0000 1.0000 4.000 0.0629 0.10562 0.08407 -0.0326 1.0000 1.0000 4.250 0.0854 0.10757 0.08516 -0.0338 1.0000 1.0000 4.500 0.1066 0.10950 0.08629 -0.0346 1.0000 1.0000 4.750 0.1265 0.11139 0.08741 -0.0351 1.0000 1.0000 5.000 0.1454 0.11325 0.08853 -0.0354 1.0000 1.0000