XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOA 2 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 -0.1593 0.02345 0.01219 -0.0316 1.0000 0.0845 -2.750 -0.1329 0.02224 0.01090 -0.0304 1.0000 0.0907 -2.500 -0.1066 0.02114 0.00975 -0.0293 1.0000 0.1014 -2.250 -0.0798 0.02001 0.00875 -0.0285 1.0000 0.1268 -2.000 -0.0609 0.01647 0.00797 -0.0266 1.0000 0.6329 -1.250 0.0166 0.01595 0.00726 -0.0222 1.0000 1.0000 -1.000 0.0419 0.01604 0.00729 -0.0211 1.0000 1.0000 -0.500 0.1533 0.01932 0.00725 -0.0278 0.2314 1.0000 -0.250 0.1775 0.02023 0.00768 -0.0269 0.2089 1.0000 0.000 0.2029 0.02106 0.00820 -0.0260 0.1944 1.0000 0.250 0.2302 0.02188 0.00885 -0.0252 0.1887 1.0000 0.500 0.2592 0.02275 0.00959 -0.0247 0.1846 1.0000 0.750 0.2901 0.02373 0.01048 -0.0245 0.1822 1.0000 1.000 0.3222 0.02481 0.01155 -0.0244 0.1813 1.0000 1.250 0.3533 0.02597 0.01279 -0.0242 0.1819 1.0000 1.500 0.3835 0.02728 0.01426 -0.0240 0.1841 1.0000 1.750 0.4133 0.02878 0.01594 -0.0238 0.1873 1.0000 2.000 0.4425 0.03054 0.01783 -0.0237 0.1911 1.0000 2.250 0.4733 0.03208 0.01980 -0.0236 0.1977 1.0000 2.500 0.5031 0.03424 0.02229 -0.0237 0.2066 1.0000 2.750 0.5348 0.03639 0.02500 -0.0240 0.2209 1.0000 3.000 0.5664 0.03906 0.02818 -0.0248 0.2396 1.0000 3.250 0.5975 0.04197 0.03156 -0.0259 0.2572 1.0000 3.500 0.6369 0.04538 0.03592 -0.0300 0.3035 1.0000 4.000 0.5018 0.06155 0.05358 -0.0819 0.8876 1.0000 4.500 0.4103 0.06085 0.05260 -0.0619 1.0000 1.0000 4.750 0.4222 0.06378 0.05550 -0.0633 1.0000 1.0000 5.000 0.4339 0.06678 0.05846 -0.0646 1.0000 1.0000