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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0230 0.06930 0.04884 -0.0067 0.9993 1.0007 -2.750 0.0202 0.06798 0.04786 -0.0050 0.9993 1.0007 -2.500 0.0168 0.06666 0.04688 -0.0032 0.9993 1.0007 -2.250 0.0140 0.06538 0.04590 -0.0016 0.9993 1.0007 -2.000 0.0163 0.06427 0.04503 -0.0012 0.9993 1.0007 -1.750 0.0276 0.06350 0.04441 -0.0025 0.9993 1.0007 -1.500 0.0483 0.06314 0.04412 -0.0055 0.9993 1.0007 -1.250 0.0761 0.06319 0.04419 -0.0097 0.9993 1.0007 -1.000 0.1080 0.06360 0.04459 -0.0145 0.9993 1.0007 -0.750 0.1414 0.06433 0.04533 -0.0193 0.9993 1.0007 -0.500 0.1744 0.06535 0.04640 -0.0238 0.9993 1.0007 -0.250 0.2053 0.06669 0.04787 -0.0281 0.9993 1.0007 0.000 0.2322 0.06849 0.04985 -0.0320 0.9993 1.0007 0.250 0.2518 0.07102 0.05263 -0.0357 0.9993 1.0007 0.500 0.2599 0.07470 0.05650 -0.0391 0.9993 1.0007 0.750 0.2593 0.07929 0.06107 -0.0425 0.9993 1.0007 1.000 0.2605 0.08377 0.06536 -0.0459 0.9993 1.0007 1.250 0.2658 0.08787 0.06921 -0.0492 0.9993 1.0007 1.500 0.2743 0.09171 0.07276 -0.0524 0.9993 1.0007 1.750 0.2847 0.09536 0.07611 -0.0554 0.9993 1.0007 2.000 0.2963 0.09886 0.07931 -0.0583 0.9993 1.0007 2.250 0.3085 0.10226 0.08240 -0.0609 0.9993 1.0007 2.500 0.3212 0.10558 0.08541 -0.0634 0.9993 1.0007 2.750 0.3343 0.10883 0.08836 -0.0658 0.9993 1.0007 3.000 0.3475 0.11203 0.09125 -0.0680 0.9993 1.0007 3.250 0.3609 0.11518 0.09410 -0.0701 0.9993 1.0007 3.500 0.3743 0.11830 0.09692 -0.0721 0.9993 1.0007 3.750 0.3877 0.12137 0.09971 -0.0740 0.9993 1.0007 4.000 0.4012 0.12442 0.10248 -0.0758 0.9993 1.0007 4.250 0.4146 0.12745 0.10523 -0.0775 0.9993 1.0007 4.500 0.4280 0.13045 0.10796 -0.0792 0.9993 1.0007 4.750 0.4414 0.13343 0.11068 -0.0808 0.9993 1.0007 5.000 0.4547 0.13640 0.11340 -0.0824 0.9993 1.0007