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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0875 0.09346 0.07525 -0.0018 0.9999 1.0001 -2.500 -0.0854 0.09028 0.07243 -0.0018 0.9999 1.0001 -2.250 -0.0849 0.08701 0.06953 -0.0016 0.9999 1.0001 -2.000 -0.0863 0.08362 0.06655 -0.0013 0.9999 1.0001 -1.750 -0.0898 0.08009 0.06345 -0.0007 0.9999 1.0001 -1.500 -0.0948 0.07644 0.06021 -0.0001 0.9999 1.0001 -1.250 -0.0949 0.07295 0.05690 -0.0010 0.9999 1.0001 -1.000 -0.0689 0.07048 0.05387 -0.0080 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0143 0.07002 0.05182 -0.0185 0.9999 1.0001 -0.500 0.0338 0.07047 0.05060 -0.0238 0.9999 1.0001 -0.250 0.0705 0.07099 0.04992 -0.0256 0.9999 1.0001 0.000 0.1014 0.07149 0.04962 -0.0261 0.9999 1.0001 0.250 0.1292 0.07203 0.04965 -0.0262 0.9999 1.0001 0.500 0.1549 0.07264 0.05000 -0.0263 0.9999 1.0001 0.750 0.1784 0.07344 0.05079 -0.0265 0.9999 1.0001 1.000 0.1977 0.07459 0.05220 -0.0271 0.9999 1.0001 1.250 0.2070 0.07655 0.05462 -0.0278 0.9999 1.0001 1.500 0.1986 0.07980 0.05825 -0.0279 0.9999 1.0001 1.750 0.1838 0.08354 0.06200 -0.0279 0.9999 1.0001 2.000 0.1746 0.08696 0.06527 -0.0282 0.9999 1.0001 2.250 0.1707 0.09006 0.06815 -0.0287 0.9999 1.0001 2.500 0.1699 0.09295 0.07079 -0.0293 0.9999 1.0001 2.750 0.1714 0.09570 0.07326 -0.0300 0.9999 1.0001 3.000 0.1746 0.09835 0.07561 -0.0308 0.9999 1.0001 3.250 0.1791 0.10093 0.07785 -0.0315 0.9999 1.0001 3.500 0.1846 0.10344 0.08005 -0.0323 0.9999 1.0001 3.750 0.1909 0.10592 0.08222 -0.0331 0.9999 1.0001 4.000 0.1979 0.10837 0.08435 -0.0339 0.9999 1.0001 4.250 0.2054 0.11080 0.08646 -0.0347 0.9999 1.0001 4.500 0.2134 0.11321 0.08855 -0.0355 0.9999 1.0001 4.750 0.2218 0.11561 0.09064 -0.0363 0.9999 1.0001 5.000 0.2305 0.11800 0.09272 -0.0372 0.9999 1.0001