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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3900 0.09042 0.07704 0.0464 0.9999 0.6699 -2.750 -0.3770 0.08673 0.07347 0.0440 0.9999 0.6660 -2.500 -0.3598 0.08317 0.06999 0.0409 0.9999 0.6637 -2.250 -0.3376 0.07982 0.06667 0.0372 0.9999 0.6647 -2.000 -0.3105 0.07671 0.06359 0.0330 0.9999 0.6696 -1.750 -0.2797 0.07389 0.06088 0.0293 0.9999 0.6802 -1.500 -0.2459 0.07134 0.05842 0.0252 0.9999 0.6965 -1.250 -0.2111 0.06902 0.05631 0.0222 0.9999 0.7202 -1.000 -0.1751 0.06686 0.05455 0.0198 0.9999 0.7579 -0.750 -0.1248 0.06472 0.05315 0.0153 0.9999 0.8347 -0.500 -0.0378 0.06064 0.04943 -0.0027 0.9999 1.0001 -0.250 0.0398 0.06058 0.04791 -0.0193 0.9999 1.0001 0.000 0.0966 0.06144 0.04741 -0.0260 0.9999 1.0001 0.250 0.1352 0.06221 0.04749 -0.0279 0.9999 1.0001 0.500 0.1637 0.06323 0.04844 -0.0291 0.9999 1.0001 0.750 0.1683 0.06577 0.05159 -0.0304 0.9999 1.0001 1.000 0.1394 0.07034 0.05663 -0.0300 0.9999 1.0001 1.250 0.1228 0.07423 0.06053 -0.0302 0.9999 1.0001 1.500 0.1167 0.07751 0.06359 -0.0308 0.9999 1.0001 2.000 0.1180 0.08328 0.06869 -0.0321 0.9999 1.0001 2.250 0.1223 0.08595 0.07098 -0.0329 0.9999 1.0001 2.500 0.1279 0.08855 0.07318 -0.0336 0.9999 1.0001 2.750 0.1346 0.09112 0.07536 -0.0343 0.9999 1.0001 3.000 0.1421 0.09364 0.07750 -0.0350 0.9999 1.0001 3.250 0.1501 0.09615 0.07963 -0.0357 0.9999 1.0001 3.500 0.1586 0.09864 0.08175 -0.0364 0.9999 1.0001 3.750 0.1675 0.10112 0.08387 -0.0372 0.9999 1.0001 4.000 0.1767 0.10360 0.08598 -0.0379 0.9999 1.0001 4.250 0.1862 0.10607 0.08812 -0.0387 0.9999 1.0001 4.500 0.1959 0.10855 0.09027 -0.0395 0.9999 1.0001 4.750 0.2058 0.11102 0.09243 -0.0402 0.9999 1.0001 5.000 0.2158 0.11350 0.09461 -0.0410 0.9999 1.0001