XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: eif385mod5 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 -0.1804 0.05513 0.04321 0.0349 0.9993 0.8411 -2.750 -0.1583 0.05363 0.04182 0.0309 0.9993 0.8331 -2.500 -0.1266 0.05238 0.04066 0.0254 0.9993 0.8267 -2.250 -0.0896 0.05133 0.03977 0.0196 0.9993 0.8235 -2.000 -0.0495 0.05051 0.03913 0.0134 0.9993 0.8220 -1.750 -0.0067 0.04993 0.03878 0.0069 0.9993 0.8204 -1.500 0.0357 0.04952 0.03872 0.0009 0.9993 0.8231 -1.250 0.0772 0.04940 0.03906 -0.0049 0.9993 0.8288 -1.000 0.1142 0.04992 0.04026 -0.0105 0.9993 0.8345 -0.750 0.1208 0.05385 0.04502 -0.0159 0.9993 0.8376 -0.500 0.2894 0.05942 0.05067 -0.0574 0.8299 0.8902 -0.250 0.3572 0.06087 0.05183 -0.0689 0.7747 1.0007 0.000 0.4436 0.06252 0.05291 -0.0819 0.7318 1.0007 0.250 0.4839 0.06529 0.05530 -0.0877 0.7077 1.0007 0.500 0.5188 0.06839 0.05804 -0.0925 0.6910 1.0007 0.750 0.5552 0.07164 0.06091 -0.0974 0.6798 1.0007 1.000 0.5555 0.07615 0.06523 -0.0983 0.6763 1.0007 1.250 0.5590 0.08051 0.06939 -0.0996 0.6743 1.0007 1.500 0.5640 0.08490 0.07356 -0.1010 0.6740 1.0007 1.750 0.5695 0.08929 0.07775 -0.1025 0.6754 1.0007 2.000 0.5772 0.09364 0.08188 -0.1043 0.6780 1.0007 2.250 0.5896 0.09796 0.08598 -0.1065 0.6812 1.0007 2.500 0.5737 0.10234 0.09027 -0.1058 0.6902 1.0007 2.750 0.5822 0.10659 0.09433 -0.1075 0.6964 1.0007 3.000 0.5753 0.11060 0.09822 -0.1076 0.7068 1.0007 3.250 0.5857 0.11486 0.10228 -0.1096 0.7152 1.0007 3.500 0.5781 0.11860 0.10592 -0.1095 0.7299 1.0007 3.750 0.5748 0.12235 0.10955 -0.1100 0.7469 1.0007 4.000 0.5764 0.12639 0.11345 -0.1112 0.7668 1.0007 4.250 0.5646 0.12982 0.11680 -0.1108 0.7997 1.0007 4.500 0.5344 0.13245 0.11942 -0.1082 0.8634 1.0007 5.000 0.4476 0.13198 0.11887 -0.0909 0.9993 1.0007