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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1142 0.04597 0.03333 -0.0100 0.9993 0.5473 -2.750 -0.0848 0.04518 0.03272 -0.0106 0.9993 0.5588 -2.500 -0.0538 0.04455 0.03226 -0.0116 0.9993 0.5736 -2.250 -0.0230 0.04388 0.03198 -0.0121 0.9993 0.5901 -2.000 0.0078 0.04326 0.03190 -0.0126 0.9993 0.6145 -1.750 0.0370 0.04262 0.03208 -0.0128 0.9993 0.6517 -1.500 0.0620 0.04220 0.03299 -0.0125 0.9993 0.7209 -1.250 0.3554 0.03694 0.02555 -0.0550 0.6172 1.0007 -1.000 0.3931 0.03815 0.02567 -0.0556 0.5806 1.0007 -0.750 0.4266 0.03948 0.02628 -0.0561 0.5569 1.0007 -0.500 0.4587 0.04085 0.02708 -0.0565 0.5392 1.0007 -0.250 0.4901 0.04227 0.02797 -0.0568 0.5246 1.0007 0.000 0.5199 0.04381 0.02929 -0.0574 0.5124 1.0007 0.250 0.5501 0.04540 0.03055 -0.0579 0.5029 1.0007 0.500 0.5783 0.04722 0.03233 -0.0588 0.4958 1.0007 0.750 0.6065 0.04918 0.03421 -0.0597 0.4914 1.0007 1.000 0.6337 0.05129 0.03628 -0.0607 0.4885 1.0007 1.250 0.6592 0.05363 0.03861 -0.0616 0.4867 1.0007 1.500 0.6816 0.05630 0.04135 -0.0626 0.4861 1.0007 1.750 0.6980 0.05954 0.04475 -0.0637 0.4868 1.0007 2.000 0.7063 0.06366 0.04909 -0.0649 0.4893 1.0007 2.250 0.7043 0.06875 0.05438 -0.0659 0.4940 1.0007 2.500 0.7006 0.07395 0.05966 -0.0666 0.4992 1.0007 2.750 0.7029 0.07868 0.06437 -0.0673 0.5036 1.0007 3.000 0.6496 0.08714 0.07299 -0.0668 0.5176 1.0007 3.250 0.6510 0.09188 0.07765 -0.0676 0.5242 1.0007 3.500 0.6069 0.09916 0.08491 -0.0672 0.5415 1.0007 3.750 0.5826 0.10495 0.09067 -0.0676 0.5588 1.0007 4.000 0.5679 0.11015 0.09581 -0.0686 0.5779 1.0007 4.250 0.5637 0.11521 0.10080 -0.0703 0.5997 1.0007 5.000 0.3130 0.12076 0.10664 -0.0485 0.9935 1.0007