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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2173 0.11807 0.10961 0.0129 1.0000 0.8975 -2.750 -0.2342 0.11659 0.10819 0.0160 1.0000 0.8837 -2.500 -0.2542 0.11501 0.10667 0.0196 1.0000 0.8707 -2.250 -0.2796 0.11345 0.10521 0.0242 1.0000 0.8588 -2.000 -0.2948 0.11146 0.10328 0.0266 1.0000 0.8466 -1.750 -0.3187 0.10942 0.10130 0.0306 1.0000 0.8355 -1.500 -0.3394 0.10730 0.09927 0.0340 1.0000 0.8250 -1.250 -0.3633 0.10491 0.09695 0.0380 1.0000 0.8150 -1.000 -0.3903 0.10234 0.09449 0.0425 1.0000 0.8058 -0.750 -0.4187 0.09961 0.09184 0.0473 1.0000 0.7975 -0.500 -0.4385 0.09686 0.08913 0.0502 1.0000 0.7885 -0.250 -0.4624 0.09393 0.08616 0.0536 1.0000 0.7800 0.000 -0.4672 0.09139 0.08352 0.0536 1.0000 0.7702 0.250 -0.4741 0.08890 0.08077 0.0536 1.0000 0.7607 0.500 -0.4605 0.08702 0.07861 0.0501 1.0000 0.7502 0.750 -0.4444 0.08564 0.07675 0.0460 1.0000 0.7402 1.000 -0.4155 0.08476 0.07543 0.0402 1.0000 0.7313 1.250 -0.3832 0.08432 0.07447 0.0340 1.0000 0.7246 1.500 -0.3474 0.08425 0.07390 0.0275 1.0000 0.7210 1.750 -0.3081 0.08445 0.07362 0.0207 1.0000 0.7201 2.000 -0.2672 0.08493 0.07374 0.0139 1.0000 0.7209 2.250 -0.2240 0.08554 0.07412 0.0070 1.0000 0.7271 2.500 -0.1782 0.08623 0.07488 -0.0002 1.0000 0.7466 2.750 -0.1260 0.08634 0.07525 -0.0097 1.0000 1.0000 3.000 -0.0926 0.08811 0.07615 -0.0147 1.0000 1.0000 3.250 -0.0587 0.09017 0.07735 -0.0194 1.0000 1.0000 3.500 -0.0259 0.09237 0.07872 -0.0234 1.0000 1.0000 3.750 0.0050 0.09463 0.08017 -0.0268 1.0000 1.0000 4.000 0.0342 0.09689 0.08164 -0.0296 1.0000 1.0000 4.250 0.0606 0.09909 0.08310 -0.0316 1.0000 1.0000 4.500 0.0850 0.10125 0.08454 -0.0332 1.0000 1.0000 4.750 0.1077 0.10335 0.08597 -0.0343 1.0000 1.0000 5.000 0.1289 0.10540 0.08738 -0.0350 1.0000 1.0000