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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0160 0.07781 0.07119 0.0079 0.4124 0.8906 -2.750 -0.0922 0.07616 0.07002 0.0215 0.4376 0.8357 -2.500 -0.1635 0.07323 0.06774 0.0331 0.4753 0.7901 -2.250 -0.2291 0.06921 0.06483 0.0423 0.5598 0.7487 -2.000 -0.2260 0.06321 0.05941 0.0068 0.7477 0.5168 -1.750 0.1014 0.05210 0.04122 -0.0650 0.3751 0.2203 -1.500 0.1813 0.04932 0.03791 -0.0755 0.3532 0.2120 -1.250 0.2663 0.04798 0.03568 -0.0862 0.3345 0.1993 -1.000 0.3482 0.04694 0.03420 -0.0967 0.3181 0.1956 -0.750 0.4634 0.04673 0.03342 -0.1143 0.3069 0.1989 -0.500 0.5399 0.04694 0.03374 -0.1239 0.3018 0.2088 -0.250 0.5995 0.04779 0.03460 -0.1298 0.2987 0.2174 0.000 0.6551 0.04873 0.03577 -0.1353 0.2969 0.2331 0.250 0.7072 0.04966 0.03713 -0.1403 0.2942 0.2786 0.500 0.7713 0.05035 0.03920 -0.1466 0.2890 1.0001 0.750 0.8137 0.05256 0.04107 -0.1490 0.2865 1.0001 1.000 0.8547 0.05504 0.04340 -0.1515 0.2867 1.0001 1.250 0.8904 0.05750 0.04584 -0.1530 0.2888 1.0001 1.500 0.8908 0.05864 0.04755 -0.1464 0.2965 1.0001 1.750 0.9107 0.06139 0.05046 -0.1448 0.3031 1.0001 2.000 0.9483 0.06528 0.05422 -0.1474 0.3089 1.0001 2.250 0.9215 0.06647 0.05609 -0.1359 0.3246 1.0001 2.500 0.9069 0.06889 0.05891 -0.1280 0.3423 1.0001 3.000 0.8219 0.07538 0.06648 -0.1059 0.4068 1.0001 3.250 0.1889 0.11063 0.10257 -0.0726 0.9069 0.1959 3.750 0.2597 0.11484 0.10666 -0.0788 0.8465 0.2082 4.000 0.3005 0.11712 0.10881 -0.0816 0.8077 0.2164 4.250 0.3365 0.11921 0.11088 -0.0834 0.7675 0.2283 4.750 0.3959 0.12087 0.11461 -0.0832 0.6969 1.0001 5.000 0.4190 0.12312 0.11634 -0.0819 0.6618 1.0001