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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3806 0.08558 0.07750 0.0275 0.9999 0.4819 -2.750 -0.3353 0.08084 0.07255 0.0141 0.9999 0.4414 -2.500 -0.2906 0.07694 0.06848 0.0046 0.9999 0.4120 -2.250 -0.2437 0.07368 0.06499 -0.0040 0.9999 0.3888 -2.000 -0.1976 0.07106 0.06216 -0.0109 0.9999 0.3718 -1.750 -0.1530 0.06886 0.05982 -0.0163 0.9999 0.3610 -1.500 -0.1079 0.06720 0.05809 -0.0210 0.9999 0.3552 -1.250 -0.0642 0.06559 0.05684 -0.0247 0.9999 0.3531 -0.750 0.2691 0.05293 0.04163 -0.0768 0.5947 0.3704 -0.500 0.3387 0.05310 0.04108 -0.0840 0.5537 0.3934 -0.250 0.4051 0.05324 0.04115 -0.0909 0.5291 0.4278 0.000 0.4644 0.05265 0.04167 -0.0964 0.5147 0.5281 0.250 0.5390 0.05276 0.04175 -0.1034 0.5037 1.0001 0.500 0.6082 0.05526 0.04298 -0.1104 0.4930 1.0001 0.750 0.6582 0.05754 0.04465 -0.1147 0.4840 1.0001 1.000 0.6978 0.05975 0.04654 -0.1174 0.4757 1.0001 1.250 0.7544 0.06279 0.04910 -0.1237 0.4677 1.0001 1.500 0.7896 0.06545 0.05169 -0.1262 0.4671 1.0001 1.750 0.7955 0.06752 0.05395 -0.1230 0.4693 1.0001 2.000 0.7848 0.06973 0.05642 -0.1170 0.4730 1.0001 2.250 0.7678 0.07240 0.05932 -0.1104 0.4777 1.0001 2.500 0.7540 0.07558 0.06265 -0.1050 0.4828 1.0001 2.750 0.7517 0.07919 0.06628 -0.1020 0.4878 1.0001 3.000 0.6696 0.08374 0.07137 -0.0889 0.4993 1.0001 3.250 0.6482 0.08863 0.07632 -0.0855 0.5092 1.0001 3.500 0.5756 0.09542 0.08351 -0.0794 0.5285 1.0001 3.750 0.5308 0.10201 0.09029 -0.0781 0.5509 1.0001 4.000 0.5058 0.10808 0.09640 -0.0789 0.5769 1.0001 4.250 0.4603 0.11387 0.10240 -0.0789 0.6174 1.0001 4.500 0.4372 0.11949 0.10807 -0.0805 0.6674 1.0001 4.750 0.3582 0.12367 0.11279 -0.0775 0.7770 1.0001 5.000 0.2306 0.12740 0.11755 -0.0613 0.9649 1.0001