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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1157 0.04550 0.03370 -0.0046 0.9993 0.5875 -2.750 -0.0812 0.04488 0.03306 -0.0070 0.9993 0.5866 -2.500 -0.0478 0.04434 0.03263 -0.0089 0.9993 0.5899 -2.250 -0.0144 0.04389 0.03237 -0.0105 0.9993 0.5966 -2.000 0.0198 0.04358 0.03233 -0.0121 0.9993 0.6045 -1.750 0.0512 0.04327 0.03264 -0.0132 0.9993 0.6167 -1.500 0.0785 0.04369 0.03384 -0.0147 0.9993 0.6333 -1.250 0.3514 0.03641 0.02625 -0.0519 0.6122 1.0007 -1.000 0.3912 0.03765 0.02642 -0.0533 0.5752 1.0007 -0.750 0.4271 0.03901 0.02703 -0.0544 0.5526 1.0007 -0.500 0.4613 0.04044 0.02796 -0.0555 0.5368 1.0007 -0.250 0.4952 0.04191 0.02895 -0.0565 0.5253 1.0007 0.000 0.5268 0.04355 0.03045 -0.0577 0.5159 1.0007 0.250 0.5582 0.04519 0.03182 -0.0586 0.5074 1.0007 0.500 0.5875 0.04704 0.03355 -0.0595 0.5003 1.0007 0.750 0.6145 0.04906 0.03557 -0.0604 0.4937 1.0007 1.000 0.6412 0.05111 0.03753 -0.0610 0.4879 1.0007 1.250 0.6681 0.05325 0.03956 -0.0616 0.4835 1.0007 1.500 0.6911 0.05584 0.04219 -0.0625 0.4816 1.0007 1.750 0.7109 0.05883 0.04529 -0.0635 0.4817 1.0007 2.000 0.7261 0.06234 0.04897 -0.0646 0.4830 1.0007 2.250 0.7232 0.06747 0.05443 -0.0658 0.4875 1.0007 2.500 0.7096 0.07346 0.06063 -0.0664 0.4941 1.0007 2.750 0.7051 0.07875 0.06594 -0.0671 0.5003 1.0007 3.250 0.6498 0.09216 0.07943 -0.0673 0.5226 1.0007 3.500 0.6100 0.09918 0.08644 -0.0672 0.5399 1.0007 3.750 0.5889 0.10490 0.09212 -0.0679 0.5581 1.0007 4.000 0.5734 0.11025 0.09743 -0.0690 0.5803 1.0007 4.250 0.5653 0.11556 0.10270 -0.0710 0.6086 1.0007 4.500 0.5180 0.12095 0.10813 -0.0714 0.6730 1.0007 5.000 0.3252 0.12101 0.10837 -0.0495 0.9933 1.0007