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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1900 0.04539 0.03560 0.0252 0.9993 0.7551 -2.750 -0.1450 0.04438 0.03450 0.0176 0.9993 0.7417 -2.500 -0.1021 0.04362 0.03378 0.0116 0.9993 0.7340 -2.250 -0.0582 0.04310 0.03332 0.0059 0.9993 0.7269 -2.000 -0.0153 0.04276 0.03311 0.0009 0.9993 0.7207 -1.750 0.0240 0.04253 0.03324 -0.0027 0.9993 0.7222 -1.500 0.0580 0.04274 0.03412 -0.0058 0.9993 0.7280 -1.250 0.3421 0.03609 0.02702 -0.0479 0.6163 1.0007 -1.000 0.3856 0.03728 0.02709 -0.0506 0.5766 1.0007 -0.750 0.4241 0.03864 0.02769 -0.0527 0.5529 1.0007 -0.500 0.4607 0.04008 0.02861 -0.0545 0.5366 1.0007 -0.250 0.4966 0.04158 0.02960 -0.0561 0.5248 1.0007 0.000 0.5302 0.04325 0.03114 -0.0579 0.5157 1.0007 0.250 0.5632 0.04495 0.03262 -0.0593 0.5079 1.0007 0.500 0.5946 0.04680 0.03429 -0.0605 0.5013 1.0007 0.750 0.6224 0.04890 0.03644 -0.0618 0.4953 1.0007 1.000 0.6493 0.05105 0.03857 -0.0628 0.4897 1.0007 1.250 0.6760 0.05326 0.04069 -0.0635 0.4849 1.0007 1.500 0.7020 0.05564 0.04302 -0.0643 0.4816 1.0007 1.750 0.7217 0.05864 0.04613 -0.0653 0.4810 1.0007 2.000 0.7368 0.06219 0.04988 -0.0665 0.4823 1.0007 2.250 0.7349 0.06729 0.05531 -0.0677 0.4868 1.0007 2.500 0.7221 0.07325 0.06148 -0.0684 0.4933 1.0007 2.750 0.7179 0.07854 0.06682 -0.0691 0.4994 1.0007 3.250 0.6625 0.09200 0.08037 -0.0693 0.5217 1.0007 3.500 0.6227 0.09903 0.08740 -0.0693 0.5388 1.0007 3.750 0.6020 0.10476 0.09310 -0.0700 0.5568 1.0007 4.000 0.5860 0.11014 0.09844 -0.0711 0.5790 1.0007 4.250 0.5835 0.11546 0.10371 -0.0733 0.6049 1.0007 4.500 0.5326 0.12087 0.10919 -0.0736 0.6697 1.0007