XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: coude3 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 -0.3835 0.09073 0.08053 0.0331 0.9999 0.5298 -2.750 -0.3555 0.08667 0.07636 0.0250 0.9999 0.5136 -2.500 -0.3239 0.08315 0.07287 0.0197 0.9999 0.5027 -2.250 -0.2822 0.07985 0.06937 0.0109 0.9999 0.4902 -2.000 -0.2432 0.07704 0.06653 0.0053 0.9999 0.4820 -1.750 -0.1993 0.07461 0.06399 -0.0013 0.9999 0.4763 -1.500 -0.1568 0.07260 0.06196 -0.0065 0.9999 0.4759 -1.250 -0.1152 0.07090 0.06035 -0.0107 0.9999 0.4797 -1.000 -0.0717 0.06949 0.05914 -0.0151 0.9999 0.4863 -0.750 -0.0268 0.06840 0.05853 -0.0197 0.9999 0.4946 -0.500 0.0076 0.06828 0.05941 -0.0239 0.9999 0.5036 -0.250 -0.0255 0.07343 0.06530 -0.0237 0.9999 0.4985 0.000 0.0319 0.07732 0.06921 -0.0418 0.9313 0.5114 0.250 0.1156 0.07343 0.06542 -0.0543 0.8442 0.5516 0.750 0.3666 0.06562 0.05655 -0.0821 0.7265 1.0001 1.000 0.4686 0.06586 0.05448 -0.0908 0.6899 1.0001 1.250 0.4614 0.06997 0.05841 -0.0881 0.6818 1.0001 1.500 0.4972 0.07259 0.06024 -0.0901 0.6658 1.0001 1.750 0.4808 0.07728 0.06488 -0.0872 0.6646 1.0001 2.000 0.4674 0.08204 0.06952 -0.0851 0.6650 1.0001 2.250 0.4589 0.08673 0.07402 -0.0839 0.6672 1.0001 2.500 0.4294 0.09199 0.07933 -0.0812 0.6749 1.0001 2.750 0.4125 0.09656 0.08380 -0.0797 0.6826 1.0001 3.000 0.4138 0.10074 0.08770 -0.0799 0.6887 1.0001 3.250 0.3929 0.10478 0.09169 -0.0780 0.7007 1.0001 3.500 0.3940 0.10885 0.09549 -0.0784 0.7108 1.0001 3.750 0.3749 0.11232 0.09890 -0.0766 0.7274 1.0001 4.000 0.3634 0.11564 0.10210 -0.0756 0.7452 1.0001 4.250 0.3526 0.11882 0.10515 -0.0746 0.7661 1.0001 4.500 0.3387 0.12169 0.10791 -0.0731 0.7917 1.0001 4.750 0.3332 0.12539 0.11143 -0.0727 0.8201 1.0001 5.000 0.3002 0.12705 0.11314 -0.0681 0.8675 1.0001