XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eif385mod4 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 -0.1810 0.05064 0.03860 0.0301 0.9993 0.8307 -2.750 -0.1481 0.04935 0.03746 0.0257 0.9993 0.8371 -2.500 -0.1119 0.04828 0.03658 0.0208 0.9993 0.8478 -2.250 -0.0690 0.04744 0.03605 0.0149 0.9993 0.8676 -2.000 -0.0183 0.04674 0.03575 0.0073 0.9993 0.9151 -1.750 0.0157 0.04596 0.03517 0.0020 0.9993 1.0007 -1.500 0.0461 0.04594 0.03508 -0.0022 0.9993 1.0007 -1.250 0.0795 0.04644 0.03559 -0.0063 0.9993 1.0007 -1.000 0.1080 0.04757 0.03690 -0.0096 0.9993 1.0007 -0.750 0.1090 0.05107 0.04088 -0.0119 0.9993 1.0007 -0.500 0.2637 0.05889 0.04811 -0.0500 0.8401 1.0007 -0.250 0.3408 0.06083 0.04951 -0.0605 0.7840 1.0007 0.000 0.3910 0.06285 0.05109 -0.0658 0.7496 1.0007 0.250 0.4154 0.06549 0.05343 -0.0675 0.7270 1.0007 0.500 0.4425 0.06811 0.05574 -0.0694 0.7080 1.0007 0.750 0.4667 0.07089 0.05825 -0.0710 0.6933 1.0007 1.000 0.4882 0.07387 0.06099 -0.0723 0.6822 1.0007 1.250 0.4907 0.07758 0.06451 -0.0719 0.6776 1.0007 1.500 0.4889 0.08152 0.06829 -0.0714 0.6762 1.0007 1.750 0.4903 0.08543 0.07203 -0.0714 0.6764 1.0007 2.000 0.4938 0.08931 0.07576 -0.0716 0.6778 1.0007 2.250 0.5008 0.09318 0.07947 -0.0723 0.6801 1.0007 2.500 0.4847 0.09715 0.08335 -0.0708 0.6877 1.0007 2.750 0.4871 0.10100 0.08706 -0.0712 0.6942 1.0007 3.000 0.4825 0.10473 0.09069 -0.0710 0.7036 1.0007 3.250 0.4860 0.10859 0.09442 -0.0717 0.7138 1.0007 3.500 0.4771 0.11204 0.09779 -0.0710 0.7288 1.0007 3.750 0.4719 0.11546 0.10112 -0.0708 0.7459 1.0007 4.000 0.4707 0.11908 0.10464 -0.0711 0.7657 1.0007 4.250 0.4553 0.12185 0.10736 -0.0697 0.7968 1.0007 4.500 0.4339 0.12437 0.10983 -0.0675 0.8454 1.0007 5.000 0.3305 0.12205 0.10743 -0.0470 0.9993 1.0007