XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: COUDE2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3816 0.08193 0.07075 0.0234 0.9999 0.5076 -2.750 -0.3469 0.07812 0.06678 0.0158 0.9999 0.4959 -2.500 -0.3085 0.07482 0.06325 0.0090 0.9999 0.4876 -2.250 -0.2680 0.07185 0.06010 0.0029 0.9999 0.4804 -2.000 -0.2234 0.06930 0.05726 -0.0038 0.9999 0.4752 -1.750 -0.1819 0.06715 0.05494 -0.0086 0.9999 0.4767 -1.500 -0.1413 0.06533 0.05297 -0.0124 0.9999 0.4829 -1.250 -0.0980 0.06386 0.05130 -0.0167 0.9999 0.4921 -1.000 -0.0606 0.06243 0.05005 -0.0187 0.9999 0.5044 -0.750 -0.0213 0.06126 0.04910 -0.0211 0.9999 0.5226 -0.500 0.0157 0.06012 0.04848 -0.0225 0.9999 0.5533 -0.250 0.0507 0.05890 0.04830 -0.0233 0.9999 0.6023 0.000 0.0793 0.05724 0.04859 -0.0224 0.9999 0.7021 0.250 0.0935 0.05634 0.04927 -0.0252 0.9999 1.0001 0.500 0.0572 0.06290 0.05638 -0.0240 0.9999 0.8194 0.750 0.1817 0.06343 0.05494 -0.0543 0.8731 1.0001 1.000 0.3429 0.06112 0.04954 -0.0717 0.7732 1.0001 1.250 0.4399 0.06089 0.04788 -0.0811 0.7264 1.0001 1.500 0.5237 0.06168 0.04756 -0.0892 0.6869 1.0001 1.750 0.5659 0.06422 0.04956 -0.0926 0.6675 1.0001 2.000 0.5553 0.06833 0.05367 -0.0898 0.6648 1.0001 2.250 0.5417 0.07280 0.05813 -0.0873 0.6647 1.0001 2.500 0.5295 0.07742 0.06268 -0.0853 0.6659 1.0001 2.750 0.5212 0.08203 0.06717 -0.0842 0.6681 1.0001 3.000 0.4855 0.08738 0.07256 -0.0809 0.6766 1.0001 3.250 0.4714 0.09191 0.07699 -0.0797 0.6835 1.0001 3.500 0.4721 0.09609 0.08097 -0.0800 0.6892 1.0001 3.750 0.4519 0.10015 0.08499 -0.0782 0.7001 1.0001 4.000 0.4488 0.10409 0.08877 -0.0781 0.7092 1.0001 4.250 0.4371 0.10770 0.09229 -0.0772 0.7215 1.0001 4.500 0.4363 0.11147 0.09589 -0.0773 0.7330 1.0001 4.750 0.4201 0.11444 0.09879 -0.0757 0.7510 1.0001 5.000 0.4090 0.11742 0.10169 -0.0747 0.7710 1.0001