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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1993 0.05086 0.04162 0.0359 0.9993 0.8053 -2.750 -0.1514 0.04957 0.04038 0.0250 0.9993 0.7823 -2.500 -0.0931 0.04868 0.03953 0.0126 0.9993 0.7581 -2.250 -0.0314 0.04813 0.03906 0.0005 0.9993 0.7355 -2.000 0.0228 0.04764 0.03880 -0.0084 0.9993 0.7221 -1.750 0.0740 0.04760 0.03910 -0.0166 0.9993 0.7103 -1.500 0.3536 0.04142 0.03207 -0.0631 0.6466 0.6907 -1.250 0.4077 0.04181 0.03131 -0.0677 0.5897 0.6885 -1.000 0.4528 0.04269 0.03149 -0.0716 0.5603 0.6834 -0.750 0.4967 0.04372 0.03204 -0.0755 0.5411 0.6787 -0.500 0.5379 0.04473 0.03268 -0.0786 0.5274 0.6801 -0.250 0.5765 0.04587 0.03377 -0.0818 0.5159 0.6830 0.000 0.6151 0.04711 0.03476 -0.0843 0.5058 0.6844 0.250 0.6502 0.04862 0.03639 -0.0871 0.4973 0.6849 0.500 0.6842 0.05016 0.03798 -0.0892 0.4897 0.6876 1.000 0.7457 0.05357 0.04183 -0.0926 0.4813 0.7081 1.250 0.7685 0.05541 0.04416 -0.0937 0.4807 1.0007 1.500 0.7951 0.05856 0.04735 -0.0963 0.4808 1.0007 1.750 0.8181 0.06205 0.05089 -0.0985 0.4817 1.0007 2.000 0.8397 0.06586 0.05475 -0.1009 0.4834 1.0007 2.250 0.8269 0.07237 0.06168 -0.1028 0.4903 1.0007 2.500 0.8158 0.07879 0.06825 -0.1043 0.4979 1.0007 2.750 0.8210 0.08401 0.07341 -0.1059 0.5038 1.0007 3.000 0.7626 0.09332 0.08295 -0.1060 0.5203 1.0007 3.250 0.7270 0.10083 0.09049 -0.1067 0.5366 1.0007 3.500 0.7123 0.10700 0.09662 -0.1084 0.5533 1.0007 3.750 0.6889 0.11326 0.10286 -0.1099 0.5771 1.0007 4.000 0.6804 0.11907 0.10861 -0.1122 0.6042 1.0007 4.750 0.4343 0.12796 0.11801 -0.0926 0.9993 1.0007 5.000 0.4492 0.13116 0.12104 -0.0942 0.9993 1.0007