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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0562 0.10714 0.08986 -0.0011 0.9999 1.0001 -2.750 -0.0518 0.10408 0.08717 -0.0013 0.9999 1.0001 -2.500 -0.0485 0.10098 0.08443 -0.0013 0.9999 1.0001 -2.250 -0.0463 0.09780 0.08166 -0.0012 0.9999 1.0001 -2.000 -0.0456 0.09454 0.07883 -0.0010 0.9999 1.0001 -1.750 -0.0467 0.09115 0.07589 -0.0006 0.9999 1.0001 -1.500 -0.0498 0.08764 0.07286 0.0001 0.9999 1.0001 -1.250 -0.0549 0.08399 0.06970 0.0009 0.9999 1.0001 -1.000 -0.0599 0.08030 0.06642 0.0013 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0519 0.07717 0.06336 -0.0017 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0129 0.07571 0.06122 -0.0109 0.9999 1.0001 -0.250 0.0405 0.07606 0.06031 -0.0201 0.9999 1.0001 0.000 0.0833 0.07696 0.06017 -0.0248 0.9999 1.0001 0.250 0.1147 0.07805 0.06069 -0.0269 0.9999 1.0001 0.500 0.1353 0.07956 0.06210 -0.0281 0.9999 1.0001 0.750 0.1388 0.08207 0.06486 -0.0287 0.9999 1.0001 1.000 0.1243 0.08566 0.06864 -0.0284 0.9999 1.0001 1.250 0.1111 0.08922 0.07210 -0.0284 0.9999 1.0001 1.500 0.1047 0.09240 0.07501 -0.0287 0.9999 1.0001 1.750 0.1030 0.09531 0.07755 -0.0293 0.9999 1.0001 2.000 0.1042 0.09804 0.07986 -0.0299 0.9999 1.0001 2.250 0.1073 0.10063 0.08201 -0.0305 0.9999 1.0001 2.500 0.1120 0.10313 0.08406 -0.0311 0.9999 1.0001 2.750 0.1176 0.10557 0.08603 -0.0318 0.9999 1.0001 3.000 0.1242 0.10795 0.08793 -0.0325 0.9999 1.0001 3.250 0.1315 0.11029 0.08981 -0.0332 0.9999 1.0001 3.500 0.1393 0.11262 0.09168 -0.0339 0.9999 1.0001 3.750 0.1476 0.11492 0.09354 -0.0346 0.9999 1.0001 4.000 0.1563 0.11720 0.09538 -0.0353 0.9999 1.0001 4.250 0.1654 0.11948 0.09724 -0.0361 0.9999 1.0001 4.500 0.1747 0.12174 0.09908 -0.0368 0.9999 1.0001 4.750 0.1843 0.12400 0.10091 -0.0376 0.9999 1.0001 5.000 0.1940 0.12627 0.10278 -0.0384 0.9999 1.0001