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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2927 0.09120 0.08586 0.0584 0.9999 0.7907 -2.500 -0.3950 0.08146 0.07637 0.0650 0.9999 0.6797 -2.250 -0.2424 0.06917 0.06284 -0.0048 0.9999 0.3736 -2.000 -0.1810 0.06561 0.05901 -0.0156 0.9999 0.3181 -1.750 -0.1200 0.06326 0.05669 -0.0236 0.9999 0.2874 -1.500 0.1097 0.05254 0.04187 -0.0611 0.4495 0.2499 -1.250 0.1914 0.05133 0.03948 -0.0711 0.4197 0.2407 -1.000 0.2799 0.05043 0.03772 -0.0824 0.3988 0.2407 -0.750 0.3573 0.04997 0.03688 -0.0916 0.3824 0.2460 -0.500 0.4365 0.04996 0.03663 -0.1013 0.3667 0.2531 -0.250 0.5366 0.05059 0.03699 -0.1158 0.3539 0.2714 0.000 0.6085 0.05097 0.03796 -0.1247 0.3499 0.3129 0.250 0.6837 0.05020 0.03937 -0.1330 0.3474 1.0001 0.500 0.7506 0.05266 0.04112 -0.1400 0.3467 1.0001 0.750 0.7962 0.05503 0.04320 -0.1434 0.3472 1.0001 1.000 0.8339 0.05735 0.04541 -0.1454 0.3465 1.0001 1.250 0.8617 0.05956 0.04760 -0.1455 0.3454 1.0001 1.500 0.8827 0.06177 0.04984 -0.1443 0.3450 1.0001 1.750 0.8990 0.06412 0.05226 -0.1422 0.3468 1.0001 2.000 0.9187 0.06699 0.05514 -0.1409 0.3510 1.0001 2.250 0.9245 0.06925 0.05758 -0.1368 0.3571 1.0001 2.500 0.8902 0.07086 0.05962 -0.1251 0.3663 1.0001 2.750 0.9022 0.07438 0.06314 -0.1231 0.3743 1.0001 3.000 0.8409 0.07603 0.06531 -0.1076 0.3860 1.0001 3.250 0.8675 0.08070 0.06990 -0.1093 0.3995 1.0001 3.500 0.7588 0.08376 0.07361 -0.0895 0.4169 1.0001 3.750 0.6332 0.09175 0.08235 -0.0767 0.4570 1.0001 4.000 0.1850 0.11976 0.11094 -0.0660 0.9584 0.2608 4.250 0.2022 0.12251 0.11366 -0.0672 0.9549 0.2685 4.500 0.2209 0.12504 0.11627 -0.0689 0.9484 0.2837 4.750 0.2403 0.12705 0.11847 -0.0707 0.9376 0.3103 5.000 0.2546 0.12536 0.11883 -0.0708 0.9198 1.0001