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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1648 0.04392 0.03402 -0.0519 0.3194 0.5512 -2.750 0.1949 0.04274 0.03272 -0.0531 0.3122 0.5725 -2.500 0.2280 0.04186 0.03167 -0.0549 0.3071 0.5886 -2.250 0.2626 0.04091 0.03056 -0.0568 0.3029 0.6012 -2.000 0.3033 0.04035 0.02985 -0.0601 0.3000 0.6129 -1.750 0.3421 0.03949 0.02895 -0.0628 0.2977 0.6249 -1.500 0.3839 0.03911 0.02848 -0.0661 0.2957 0.6314 -1.250 0.4272 0.03907 0.02830 -0.0699 0.2941 0.6307 -1.000 0.4688 0.03921 0.02830 -0.0731 0.2930 0.6319 -0.750 0.5104 0.03962 0.02856 -0.0763 0.2923 0.6275 -0.500 0.5517 0.04040 0.02915 -0.0795 0.2917 0.6190 -0.250 0.5917 0.04128 0.02988 -0.0824 0.2908 0.5995 0.000 0.6297 0.04232 0.03079 -0.0848 0.2895 0.5814 0.250 0.6665 0.04357 0.03189 -0.0868 0.2881 0.5658 0.500 0.7012 0.04472 0.03297 -0.0884 0.2871 0.5492 0.750 0.7348 0.04604 0.03429 -0.0897 0.2875 0.5352 1.000 0.7679 0.04762 0.03587 -0.0909 0.2892 0.5212 1.250 0.7989 0.04908 0.03742 -0.0918 0.2913 0.5132 1.500 0.8288 0.05069 0.03912 -0.0926 0.2937 0.5069 1.750 0.8581 0.05264 0.04113 -0.0933 0.2963 0.4993 2.000 0.8864 0.05493 0.04343 -0.0940 0.2990 0.4917 2.250 0.9136 0.05765 0.04616 -0.0947 0.3015 0.4842 2.500 0.9390 0.05839 0.04762 -0.0952 0.3107 0.4773 2.750 0.9616 0.06161 0.05115 -0.0960 0.3197 0.4710 3.000 0.9849 0.06490 0.05451 -0.0965 0.3260 0.4661 3.250 0.9929 0.06934 0.05978 -0.0981 0.3481 0.4635 3.500 1.0152 0.07315 0.06371 -0.0994 0.3612 0.4586 4.000 0.6210 0.12522 0.11759 -0.1210 0.7000 0.5039 4.250 0.6421 0.12826 0.12051 -0.1214 0.6820 0.4981 4.500 0.6662 0.13155 0.12368 -0.1221 0.6636 0.4931 4.750 0.6595 0.13226 0.12433 -0.1189 0.6386 0.4907 5.000 0.6765 0.13476 0.12676 -0.1185 0.6179 0.4851