XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eif385mod2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1885 0.05008 0.03687 0.0181 0.9993 0.7530 -2.750 -0.1567 0.04884 0.03595 0.0164 0.9993 0.7858 -2.500 -0.1123 0.04778 0.03540 0.0126 0.9993 0.8410 -2.250 -0.0310 0.04662 0.03479 -0.0014 0.9993 1.0007 -2.000 -0.0066 0.04585 0.03361 -0.0064 0.9993 1.0007 -1.750 0.0316 0.04608 0.03328 -0.0117 0.9993 1.0007 -1.500 0.0666 0.04667 0.03348 -0.0147 0.9993 1.0007 -1.250 0.0965 0.04747 0.03412 -0.0163 0.9993 1.0007 -1.000 0.1190 0.04878 0.03554 -0.0173 0.9993 1.0007 -0.750 0.1118 0.05270 0.03994 -0.0184 0.9993 1.0007 -0.500 0.2661 0.06020 0.04664 -0.0541 0.8409 1.0007 -0.250 0.3369 0.06177 0.04762 -0.0621 0.7813 1.0007 0.000 0.3792 0.06367 0.04908 -0.0655 0.7457 1.0007 0.250 0.4257 0.06546 0.05045 -0.0691 0.7188 1.0007 0.500 0.4502 0.06812 0.05280 -0.0705 0.7032 1.0007 0.750 0.4469 0.07186 0.05634 -0.0693 0.6959 1.0007 1.000 0.4723 0.07481 0.05900 -0.0711 0.6872 1.0007 1.250 0.4654 0.07876 0.06278 -0.0698 0.6851 1.0007 1.500 0.4637 0.08262 0.06646 -0.0693 0.6841 1.0007 1.750 0.4646 0.08643 0.07009 -0.0691 0.6843 1.0007 2.000 0.4674 0.09020 0.07368 -0.0691 0.6854 1.0007 2.250 0.4725 0.09394 0.07724 -0.0695 0.6869 1.0007 2.500 0.4603 0.09773 0.08091 -0.0682 0.6928 1.0007 2.750 0.4596 0.10138 0.08440 -0.0680 0.6978 1.0007 3.000 0.4667 0.10507 0.08793 -0.0687 0.7022 1.0007 3.250 0.4573 0.10847 0.09122 -0.0678 0.7120 1.0007 3.500 0.4660 0.11225 0.09485 -0.0689 0.7193 1.0007 3.750 0.4583 0.11554 0.09803 -0.0683 0.7338 1.0007 4.000 0.4557 0.11901 0.10138 -0.0683 0.7510 1.0007 4.250 0.4401 0.12176 0.10407 -0.0670 0.7789 1.0007 4.500 0.4216 0.12437 0.10661 -0.0653 0.8209 1.0007 5.000 0.3033 0.12149 0.10366 -0.0435 0.9993 1.0007