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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1844 0.08266 0.07750 0.0399 0.9999 0.9240 -2.750 -0.2410 0.07914 0.07415 0.0510 0.9999 0.8718 -2.500 -0.3018 0.07568 0.07086 0.0615 0.9999 0.8294 -2.000 -0.1647 0.05639 0.04924 -0.0222 0.9999 0.2782 -1.750 -0.1162 0.05430 0.04661 -0.0263 0.9999 0.2382 -1.500 -0.0737 0.05269 0.04483 -0.0284 0.9999 0.2174 -1.250 0.1348 0.04421 0.03245 -0.0606 0.3945 0.1990 -1.000 0.2057 0.04293 0.03048 -0.0683 0.3658 0.1957 -0.750 0.2835 0.04210 0.02899 -0.0773 0.3419 0.1955 -0.500 0.3716 0.04158 0.02813 -0.0890 0.3231 0.2060 -0.250 0.4926 0.04178 0.02806 -0.1082 0.3100 0.2276 0.000 0.5662 0.04193 0.02878 -0.1177 0.3048 0.2744 0.250 0.6274 0.04117 0.02982 -0.1228 0.3005 1.0001 0.500 0.6826 0.04302 0.03106 -0.1279 0.2946 1.0001 0.750 0.7515 0.04592 0.03339 -0.1371 0.2874 1.0001 1.000 0.7957 0.04794 0.03544 -0.1404 0.2860 1.0001 1.250 0.8392 0.05033 0.03785 -0.1438 0.2864 1.0001 1.500 0.8796 0.05300 0.04053 -0.1466 0.2875 1.0001 1.750 0.8988 0.05447 0.04235 -0.1443 0.2912 1.0001 2.000 0.9112 0.05656 0.04491 -0.1408 0.2987 1.0001 2.250 0.9314 0.05931 0.04782 -0.1394 0.3045 1.0001 2.500 0.9557 0.06245 0.05098 -0.1390 0.3084 1.0001 2.750 0.9404 0.06394 0.05305 -0.1302 0.3199 1.0001 3.000 0.9443 0.06687 0.05613 -0.1261 0.3270 1.0001 3.250 0.9207 0.06917 0.05887 -0.1169 0.3436 1.0001 3.500 0.8874 0.07214 0.06224 -0.1072 0.3669 1.0001 3.750 0.8129 0.07697 0.06775 -0.0950 0.4273 1.0001 4.000 0.2692 0.10713 0.09891 -0.0737 0.9098 0.2511 4.500 0.2271 0.09480 0.08968 -0.0540 0.6824 0.8875 5.000 0.2610 0.09789 0.09184 -0.0520 0.6323 1.0001