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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0937 0.08336 0.07864 0.0208 0.9999 0.9841 -2.750 -0.1505 0.07964 0.07509 0.0356 0.9999 0.9448 -2.500 -0.2097 0.07630 0.07188 0.0484 0.9999 0.9011 -2.250 -0.2693 0.07253 0.06824 0.0595 0.9999 0.8573 -2.000 -0.3278 0.06842 0.06428 0.0693 0.9999 0.8182 -1.750 -0.3880 0.06327 0.05923 0.0743 0.9999 0.7678 -1.250 0.1584 0.04268 0.03090 -0.0655 0.3562 0.1863 -1.000 0.2374 0.04142 0.02880 -0.0749 0.3307 0.1811 -0.750 0.3288 0.04057 0.02731 -0.0871 0.3094 0.1807 -0.500 0.4216 0.04024 0.02685 -0.0998 0.2975 0.1912 -0.250 0.5270 0.04088 0.02726 -0.1163 0.2881 0.2108 0.000 0.5782 0.04132 0.02801 -0.1207 0.2848 0.2368 0.250 0.6265 0.04002 0.02903 -0.1237 0.2798 1.0001 0.500 0.6792 0.04165 0.03002 -0.1280 0.2733 1.0001 0.750 0.7402 0.04401 0.03185 -0.1352 0.2683 1.0001 1.000 0.7985 0.04670 0.03439 -0.1419 0.2672 1.0001 1.250 0.8351 0.04860 0.03644 -0.1435 0.2682 1.0001 1.500 0.8629 0.05047 0.03864 -0.1430 0.2715 1.0001 1.750 0.8900 0.05288 0.04135 -0.1426 0.2767 1.0001 2.000 0.9153 0.05550 0.04415 -0.1421 0.2813 1.0001 2.250 0.9379 0.05816 0.04690 -0.1411 0.2840 1.0001 2.500 0.9598 0.06105 0.04984 -0.1401 0.2862 1.0001 2.750 0.9901 0.06490 0.05363 -0.1413 0.2883 1.0001 3.000 0.9605 0.06607 0.05559 -0.1292 0.3067 1.0001 3.250 0.9186 0.07361 0.06466 -0.1226 0.4446 1.0001 3.500 0.2645 0.10167 0.09361 -0.0759 0.8922 0.2049 4.250 0.3992 0.10536 0.09885 -0.0845 0.7622 1.0001 4.500 0.4359 0.10723 0.10020 -0.0841 0.7081 1.0001 4.750 0.4693 0.10895 0.10155 -0.0831 0.6569 1.0001 5.000 0.4986 0.11142 0.10374 -0.0823 0.6194 1.0001