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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1635 0.09180 0.08743 0.0417 0.9999 0.9044 -2.750 -0.2281 0.08856 0.08422 0.0535 0.9999 0.8558 -2.500 -0.2817 0.08403 0.07977 0.0610 0.9999 0.7993 -2.250 -0.3483 0.08004 0.07583 0.0710 0.9999 0.7674 -2.000 -0.1939 0.06496 0.05939 -0.0115 0.9999 0.3491 -1.750 0.0693 0.05335 0.04298 -0.0588 0.4219 0.2415 -1.500 0.1420 0.05094 0.03991 -0.0675 0.3928 0.2294 -1.250 0.2292 0.04964 0.03758 -0.0786 0.3724 0.2181 -1.000 0.3188 0.04857 0.03580 -0.0905 0.3535 0.2144 -0.750 0.3973 0.04829 0.03505 -0.1000 0.3370 0.2189 -0.500 0.4980 0.04835 0.03497 -0.1145 0.3275 0.2284 -0.250 0.5821 0.04896 0.03563 -0.1256 0.3222 0.2417 0.000 0.6493 0.04972 0.03679 -0.1337 0.3195 0.2710 0.250 0.6945 0.04959 0.03834 -0.1376 0.3187 0.4712 0.750 0.8064 0.05354 0.04194 -0.1463 0.3134 1.0001 1.000 0.8590 0.05682 0.04478 -0.1518 0.3095 1.0001 1.250 0.8926 0.05932 0.04724 -0.1530 0.3098 1.0001 1.500 0.8933 0.06021 0.04864 -0.1467 0.3158 1.0001 1.750 0.9032 0.06251 0.05120 -0.1430 0.3223 1.0001 2.000 0.9241 0.06551 0.05424 -0.1419 0.3281 1.0001 2.250 0.9235 0.06751 0.05653 -0.1363 0.3370 1.0001 2.500 0.9095 0.07005 0.05937 -0.1286 0.3483 1.0001 2.750 0.8847 0.07225 0.06194 -0.1192 0.3623 1.0001 3.000 0.8758 0.07568 0.06558 -0.1138 0.3800 1.0001 3.250 0.8150 0.07893 0.06932 -0.1006 0.4037 1.0001 3.500 0.7364 0.08491 0.07587 -0.0893 0.4467 1.0001 3.750 0.1951 0.11688 0.10845 -0.0701 0.9332 0.2257 4.000 0.2203 0.11900 0.11051 -0.0724 0.9156 0.2312 4.500 0.2862 0.12353 0.11500 -0.0787 0.8594 0.2555 4.750 0.3246 0.12589 0.11776 -0.0821 0.8240 0.3045 5.000 0.3450 0.12461 0.11798 -0.0806 0.7868 1.0001