XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOEN 611 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2501 0.07104 0.06005 0.0030 1.0002 0.5046 -2.750 -0.2188 0.06768 0.05656 -0.0044 1.0002 0.4889 -2.500 -0.1869 0.06465 0.05341 -0.0098 1.0002 0.4789 -2.250 -0.1516 0.06185 0.05042 -0.0160 1.0002 0.4714 -2.000 -0.1141 0.05944 0.04772 -0.0221 1.0002 0.4672 -1.750 -0.0788 0.05737 0.04541 -0.0267 1.0002 0.4660 -1.500 -0.0456 0.05561 0.04344 -0.0303 1.0002 0.4665 -1.250 -0.0141 0.05415 0.04181 -0.0331 1.0002 0.4685 -1.000 0.0152 0.05298 0.04052 -0.0351 1.0002 0.4746 -0.750 0.0452 0.05219 0.03954 -0.0375 1.0002 0.4851 -0.500 0.0708 0.05151 0.03893 -0.0385 1.0002 0.4994 -0.250 0.0962 0.05110 0.03862 -0.0396 1.0002 0.5183 0.000 0.1206 0.05089 0.03861 -0.0406 1.0002 0.5445 0.250 0.1419 0.05069 0.03895 -0.0409 1.0002 0.5848 0.500 0.1570 0.05024 0.03956 -0.0398 1.0002 0.6620 0.750 0.1504 0.05029 0.04037 -0.0372 1.0002 0.9998 1.000 0.1825 0.05280 0.04186 -0.0423 1.0002 0.9998 1.250 0.2027 0.05534 0.04362 -0.0446 1.0002 0.9998 1.500 0.2175 0.05798 0.04565 -0.0460 1.0002 0.9998 1.750 0.2294 0.06075 0.04789 -0.0471 1.0002 0.9998 2.000 0.2399 0.06367 0.05038 -0.0483 1.0002 0.9998 2.250 0.2495 0.06672 0.05306 -0.0496 1.0002 0.9998 2.500 0.2582 0.06989 0.05592 -0.0510 1.0002 0.9998 2.750 0.2664 0.07320 0.05896 -0.0525 1.0002 0.9998 3.000 0.2742 0.07661 0.06214 -0.0541 1.0002 0.9998 3.250 0.2817 0.08012 0.06545 -0.0558 1.0002 0.9998 3.500 0.2892 0.08370 0.06882 -0.0575 1.0002 0.9998 3.750 0.3726 0.09103 0.07549 -0.0746 0.9382 0.9998 4.000 0.4266 0.09648 0.08051 -0.0835 0.8863 0.9998 4.250 0.4473 0.10056 0.08433 -0.0864 0.8643 0.9998 4.500 0.4706 0.10499 0.08851 -0.0896 0.8468 0.9998 4.750 0.4737 0.10832 0.09169 -0.0898 0.8426 0.9998 5.000 0.4802 0.11204 0.09526 -0.0907 0.8435 0.9998