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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0981 0.07343 0.06616 -0.0159 0.3468 0.9460 -2.750 0.0190 0.07270 0.06568 0.0005 0.3567 0.8845 -2.500 -0.0562 0.07114 0.06448 0.0145 0.3683 0.8360 -2.250 -0.1263 0.06827 0.06191 0.0263 0.3812 0.7930 -2.000 -0.1936 0.06416 0.05809 0.0346 0.3982 0.7482 -1.750 0.1211 0.04987 0.03930 -0.0694 0.3426 0.2097 -1.500 0.2097 0.04804 0.03645 -0.0810 0.3223 0.1955 -1.250 0.3032 0.04605 0.03385 -0.0944 0.3041 0.1869 -1.000 0.4041 0.04514 0.03230 -0.1090 0.2925 0.1805 -0.750 0.4912 0.04548 0.03229 -0.1208 0.2860 0.1819 -0.500 0.5476 0.04601 0.03287 -0.1260 0.2828 0.1899 -0.250 0.6052 0.04692 0.03377 -0.1315 0.2805 0.1974 0.000 0.6569 0.04772 0.03481 -0.1361 0.2777 0.2086 0.250 0.7031 0.04866 0.03592 -0.1397 0.2735 0.2297 0.500 0.7530 0.04815 0.03759 -0.1437 0.2688 1.0001 0.750 0.8082 0.05082 0.03962 -0.1486 0.2671 1.0001 1.000 0.8356 0.05245 0.04137 -0.1476 0.2698 1.0001 1.250 0.8642 0.05477 0.04390 -0.1472 0.2747 1.0001 1.500 0.8927 0.05753 0.04677 -0.1472 0.2802 1.0001 1.750 0.9290 0.06097 0.05015 -0.1493 0.2854 1.0001 2.000 0.9224 0.06279 0.05258 -0.1416 0.3006 1.0001 2.250 0.9220 0.06562 0.05583 -0.1361 0.3206 1.0001 2.500 0.9257 0.06975 0.06032 -0.1324 0.3508 1.0001 3.000 0.2206 0.10730 0.09956 -0.0783 0.8606 0.1779 3.500 0.3151 0.11188 0.10392 -0.0853 0.7828 0.1918 4.250 0.4144 0.11673 0.10865 -0.0854 0.6560 0.2288 4.750 0.4568 0.11778 0.11135 -0.0807 0.5890 1.0001 5.000 0.4968 0.12063 0.11364 -0.0802 0.5601 1.0001