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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0308 0.06566 0.04525 -0.0037 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0350 0.06414 0.04383 -0.0023 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0289 0.06308 0.04265 -0.0026 0.9993 1.0007 -2.250 -0.0125 0.06254 0.04185 -0.0042 0.9993 1.0007 -2.000 0.0102 0.06245 0.04139 -0.0063 0.9993 1.0007 -1.750 0.0356 0.06265 0.04126 -0.0084 0.9993 1.0007 -1.500 0.0618 0.06306 0.04139 -0.0102 0.9993 1.0007 -1.250 0.0879 0.06363 0.04173 -0.0118 0.9993 1.0007 -1.000 0.1133 0.06433 0.04227 -0.0130 0.9993 1.0007 -0.750 0.1378 0.06517 0.04303 -0.0141 0.9993 1.0007 -0.500 0.1610 0.06615 0.04403 -0.0149 0.9993 1.0007 -0.250 0.1824 0.06734 0.04532 -0.0157 0.9993 1.0007 0.000 0.2009 0.06883 0.04699 -0.0165 0.9993 1.0007 0.250 0.2147 0.07082 0.04923 -0.0173 0.9993 1.0007 0.500 0.2204 0.07366 0.05232 -0.0183 0.9993 1.0007 0.750 0.2170 0.07750 0.05624 -0.0195 0.9993 1.0007 1.000 0.2118 0.08162 0.06026 -0.0211 0.9993 1.0007 1.250 0.2105 0.08542 0.06387 -0.0227 0.9993 1.0007 1.500 0.2127 0.08890 0.06714 -0.0242 0.9993 1.0007 1.750 0.2175 0.09218 0.07019 -0.0256 0.9993 1.0007 2.000 0.2240 0.09531 0.07308 -0.0270 0.9993 1.0007 2.250 0.2317 0.09832 0.07586 -0.0283 0.9993 1.0007 2.500 0.2402 0.10124 0.07856 -0.0296 0.9993 1.0007 2.750 0.2494 0.10411 0.08120 -0.0308 0.9993 1.0007 3.000 0.2591 0.10692 0.08378 -0.0319 0.9993 1.0007 3.250 0.2692 0.10969 0.08634 -0.0331 0.9993 1.0007 3.500 0.2796 0.11244 0.08887 -0.0342 0.9993 1.0007 3.750 0.2903 0.11515 0.09137 -0.0352 0.9993 1.0007 4.000 0.3012 0.11785 0.09386 -0.0363 0.9993 1.0007 4.250 0.3122 0.12052 0.09634 -0.0373 0.9993 1.0007 4.500 0.3235 0.12319 0.09882 -0.0383 0.9993 1.0007 4.750 0.3348 0.12584 0.10129 -0.0394 0.9993 1.0007 5.000 0.3463 0.12849 0.10376 -0.0404 0.9993 1.0007