XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eif385mod3 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 -0.1729 0.04972 0.03667 0.0170 0.9993 0.7409 -2.750 -0.1408 0.04863 0.03582 0.0145 0.9993 0.7565 -2.500 -0.1066 0.04769 0.03520 0.0118 0.9993 0.7798 -2.250 -0.0669 0.04685 0.03485 0.0083 0.9993 0.8181 -2.000 -0.0098 0.04599 0.03460 0.0003 0.9993 0.9443 -1.750 0.0225 0.04568 0.03410 -0.0047 0.9993 1.0007 -1.500 0.0584 0.04608 0.03426 -0.0090 0.9993 1.0007 -1.250 0.0913 0.04682 0.03491 -0.0121 0.9993 1.0007 -1.000 0.1168 0.04813 0.03635 -0.0142 0.9993 1.0007 -0.750 0.1113 0.05207 0.04078 -0.0158 0.9993 1.0007 -0.500 0.2750 0.05947 0.04744 -0.0536 0.8352 1.0007 -0.250 0.3406 0.06138 0.04881 -0.0615 0.7827 1.0007 0.000 0.3867 0.06336 0.05037 -0.0658 0.7483 1.0007 0.250 0.4139 0.06581 0.05250 -0.0675 0.7245 1.0007 0.500 0.4417 0.06830 0.05468 -0.0691 0.7053 1.0007 0.750 0.4598 0.07122 0.05733 -0.0698 0.6921 1.0007 1.000 0.4897 0.07391 0.05974 -0.0718 0.6807 1.0007 1.250 0.4821 0.07794 0.06361 -0.0705 0.6783 1.0007 1.500 0.4799 0.08187 0.06737 -0.0699 0.6773 1.0007 1.750 0.4808 0.08574 0.07108 -0.0697 0.6775 1.0007 2.000 0.4841 0.08959 0.07476 -0.0699 0.6789 1.0007 2.250 0.4837 0.09349 0.07852 -0.0698 0.6823 1.0007 2.500 0.4718 0.09739 0.08229 -0.0687 0.6893 1.0007 2.750 0.4760 0.10122 0.08597 -0.0692 0.6955 1.0007 3.000 0.4680 0.10487 0.08952 -0.0686 0.7055 1.0007 3.250 0.4742 0.10874 0.09324 -0.0695 0.7147 1.0007 3.500 0.4644 0.11211 0.09652 -0.0687 0.7293 1.0007 3.750 0.4587 0.11546 0.09977 -0.0683 0.7458 1.0007 4.000 0.4563 0.11894 0.10314 -0.0684 0.7651 1.0007 4.250 0.4413 0.12166 0.10580 -0.0670 0.7953 1.0007 4.500 0.4203 0.12410 0.10818 -0.0648 0.8426 1.0007 4.750 0.3039 0.11900 0.10312 -0.0435 0.9993 1.0007 5.000 0.3164 0.12176 0.10574 -0.0444 0.9993 1.0007