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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0506 0.06090 0.04559 -0.0071 0.9993 1.0007 -2.750 0.0485 0.05969 0.04468 -0.0053 0.9993 1.0007 -2.500 0.0454 0.05847 0.04377 -0.0034 0.9993 1.0007 -2.250 0.0412 0.05722 0.04285 -0.0013 0.9993 1.0007 -2.000 0.0366 0.05597 0.04193 0.0008 0.9993 1.0007 -1.750 0.0346 0.05481 0.04106 0.0022 0.9993 1.0007 -1.500 0.0432 0.05397 0.04047 0.0014 0.9993 1.0007 -1.250 0.0649 0.05363 0.04033 -0.0020 0.9993 1.0007 -1.000 0.0962 0.05383 0.04074 -0.0071 0.9993 1.0007 -0.750 0.1317 0.05458 0.04176 -0.0131 0.9993 1.0007 -0.500 0.1642 0.05610 0.04365 -0.0192 0.9993 1.0007 -0.250 0.1787 0.05941 0.04743 -0.0244 0.9993 1.0007 0.000 0.1659 0.06514 0.05333 -0.0287 0.9993 1.0007 0.250 0.1636 0.07014 0.05820 -0.0333 0.9993 1.0007 0.500 0.1720 0.07438 0.06224 -0.0382 0.9993 1.0007 0.750 0.1848 0.07825 0.06587 -0.0428 0.9993 1.0007 1.000 0.1998 0.08192 0.06926 -0.0472 0.9993 1.0007 1.250 0.2159 0.08546 0.07252 -0.0513 0.9993 1.0007 1.500 0.2324 0.08891 0.07567 -0.0551 0.9993 1.0007 1.750 0.2491 0.09229 0.07876 -0.0586 0.9993 1.0007 2.000 0.2657 0.09563 0.08180 -0.0618 0.9993 1.0007 2.250 0.2822 0.09892 0.08480 -0.0648 0.9993 1.0007 2.500 0.2985 0.10218 0.08777 -0.0676 0.9993 1.0007 2.750 0.3145 0.10541 0.09070 -0.0701 0.9993 1.0007 3.000 0.3303 0.10860 0.09361 -0.0725 0.9993 1.0007 3.250 0.3459 0.11178 0.09651 -0.0747 0.9993 1.0007 3.500 0.3611 0.11492 0.09938 -0.0768 0.9993 1.0007 3.750 0.3762 0.11805 0.10225 -0.0788 0.9993 1.0007 4.000 0.3910 0.12116 0.10510 -0.0806 0.9993 1.0007 4.250 0.4056 0.12425 0.10795 -0.0824 0.9993 1.0007 4.500 0.4201 0.12734 0.11080 -0.0840 0.9993 1.0007 4.750 0.4343 0.13040 0.11363 -0.0856 0.9993 1.0007 5.000 0.4485 0.13346 0.11647 -0.0872 0.9993 1.0007