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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0095 0.05815 0.04285 -0.0051 0.9993 1.0007 -2.750 -0.0012 0.05647 0.04148 -0.0024 0.9993 1.0007 -2.500 -0.0124 0.05477 0.04003 0.0003 0.9993 1.0007 -2.250 -0.0153 0.05336 0.03869 0.0013 0.9993 1.0007 -2.000 -0.0012 0.05263 0.03781 -0.0004 0.9993 1.0007 -1.750 0.0241 0.05252 0.03746 -0.0035 0.9993 1.0007 -1.500 0.0534 0.05280 0.03752 -0.0065 0.9993 1.0007 -1.250 0.0830 0.05334 0.03790 -0.0090 0.9993 1.0007 -1.000 0.1115 0.05408 0.03857 -0.0110 0.9993 1.0007 -0.750 0.1376 0.05506 0.03961 -0.0127 0.9993 1.0007 -0.500 0.1591 0.05649 0.04127 -0.0142 0.9993 1.0007 -0.250 0.1683 0.05912 0.04426 -0.0156 0.9993 1.0007 0.000 0.1531 0.06409 0.04946 -0.0174 0.9993 1.0007 0.250 0.1409 0.06895 0.05422 -0.0195 0.9993 1.0007 0.500 0.1399 0.07289 0.05796 -0.0215 0.9993 1.0007 0.750 0.1440 0.07636 0.06122 -0.0235 0.9993 1.0007 1.000 0.1509 0.07958 0.06421 -0.0252 0.9993 1.0007 1.250 0.1595 0.08265 0.06703 -0.0269 0.9993 1.0007 1.500 0.1692 0.08561 0.06976 -0.0284 0.9993 1.0007 1.750 0.1796 0.08850 0.07240 -0.0298 0.9993 1.0007 2.000 0.1905 0.09134 0.07501 -0.0312 0.9993 1.0007 2.250 0.2018 0.09416 0.07760 -0.0325 0.9993 1.0007 2.500 0.2133 0.09695 0.08017 -0.0337 0.9993 1.0007 2.750 0.2251 0.09972 0.08273 -0.0348 0.9993 1.0007 3.000 0.2370 0.10248 0.08528 -0.0359 0.9993 1.0007 3.250 0.2490 0.10523 0.08782 -0.0370 0.9993 1.0007 3.500 0.2611 0.10797 0.09037 -0.0380 0.9993 1.0007 3.750 0.2733 0.11070 0.09291 -0.0391 0.9993 1.0007 4.000 0.2855 0.11343 0.09546 -0.0401 0.9993 1.0007 4.250 0.2978 0.11616 0.09802 -0.0411 0.9993 1.0007 4.500 0.3101 0.11889 0.10058 -0.0421 0.9993 1.0007 4.750 0.3224 0.12161 0.10314 -0.0431 0.9993 1.0007 5.000 0.3347 0.12434 0.10572 -0.0440 0.9993 1.0007