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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0571 0.06422 0.04322 -0.0059 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0490 0.06313 0.04183 -0.0068 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0300 0.06266 0.04089 -0.0088 0.9993 1.0007 -2.250 -0.0058 0.06263 0.04034 -0.0109 0.9993 1.0007 -2.000 0.0199 0.06287 0.04007 -0.0125 0.9993 1.0007 -1.750 0.0456 0.06329 0.04007 -0.0138 0.9993 1.0007 -1.500 0.0707 0.06382 0.04027 -0.0146 0.9993 1.0007 -1.250 0.0949 0.06446 0.04066 -0.0152 0.9993 1.0007 -1.000 0.1182 0.06518 0.04121 -0.0156 0.9993 1.0007 -0.750 0.1405 0.06602 0.04196 -0.0158 0.9993 1.0007 -0.500 0.1614 0.06698 0.04294 -0.0159 0.9993 1.0007 -0.250 0.1807 0.06814 0.04419 -0.0160 0.9993 1.0007 0.000 0.1972 0.06959 0.04581 -0.0162 0.9993 1.0007 0.250 0.2092 0.07154 0.04800 -0.0166 0.9993 1.0007 0.500 0.2135 0.07433 0.05103 -0.0172 0.9993 1.0007 0.750 0.2090 0.07811 0.05489 -0.0182 0.9993 1.0007 1.000 0.2031 0.08216 0.05883 -0.0195 0.9993 1.0007 1.250 0.2009 0.08589 0.06236 -0.0209 0.9993 1.0007 1.500 0.2023 0.08930 0.06555 -0.0222 0.9993 1.0007 1.750 0.2064 0.09251 0.06852 -0.0234 0.9993 1.0007 2.000 0.2121 0.09556 0.07134 -0.0246 0.9993 1.0007 2.250 0.2190 0.09850 0.07404 -0.0257 0.9993 1.0007 2.500 0.2269 0.10136 0.07666 -0.0268 0.9993 1.0007 2.750 0.2354 0.10416 0.07921 -0.0278 0.9993 1.0007 3.000 0.2445 0.10691 0.08173 -0.0289 0.9993 1.0007 3.250 0.2541 0.10962 0.08421 -0.0299 0.9993 1.0007 3.500 0.2641 0.11231 0.08667 -0.0309 0.9993 1.0007 3.750 0.2743 0.11497 0.08911 -0.0319 0.9993 1.0007 4.000 0.2849 0.11761 0.09153 -0.0329 0.9993 1.0007 4.250 0.2956 0.12024 0.09395 -0.0339 0.9993 1.0007 4.500 0.3065 0.12286 0.09637 -0.0349 0.9993 1.0007 4.750 0.3177 0.12548 0.09879 -0.0359 0.9993 1.0007 5.000 0.3289 0.12809 0.10121 -0.0369 0.9993 1.0007