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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2234 0.06547 0.05652 -0.0086 1.0002 0.4357 -2.750 -0.1761 0.06178 0.05243 -0.0208 1.0002 0.4004 -2.500 -0.1361 0.05870 0.04906 -0.0279 1.0002 0.3790 -2.250 -0.1010 0.05606 0.04618 -0.0326 1.0002 0.3658 -2.000 -0.0664 0.05399 0.04379 -0.0367 1.0002 0.3569 -1.750 -0.0364 0.05219 0.04177 -0.0391 1.0002 0.3507 -1.500 -0.0044 0.05082 0.04002 -0.0420 1.0002 0.3439 -1.250 0.0255 0.04991 0.03869 -0.0440 1.0002 0.3389 -1.000 0.0510 0.04917 0.03773 -0.0450 1.0002 0.3370 -0.750 0.0756 0.04881 0.03712 -0.0459 1.0002 0.3380 -0.500 0.0987 0.04873 0.03687 -0.0466 1.0002 0.3414 -0.250 0.1199 0.04886 0.03696 -0.0471 1.0002 0.3469 0.000 0.1405 0.04941 0.03743 -0.0478 1.0002 0.3531 0.250 0.1593 0.05039 0.03831 -0.0487 1.0002 0.3596 0.500 0.1753 0.05154 0.03959 -0.0495 1.0002 0.3674 0.750 0.1898 0.05312 0.04126 -0.0507 1.0002 0.3790 1.000 0.2031 0.05488 0.04329 -0.0520 1.0002 0.3947 1.250 0.2162 0.05687 0.04562 -0.0537 1.0002 0.4171 1.500 0.2301 0.05888 0.04825 -0.0557 1.0002 0.4538 1.750 0.2366 0.05971 0.05076 -0.0554 1.0002 0.6539 2.000 0.4022 0.06229 0.05123 -0.0810 0.8857 0.9998 2.250 0.5987 0.05873 0.04609 -0.0956 0.7213 0.9998 2.500 0.6468 0.05925 0.04613 -0.0938 0.6599 0.9998 2.750 0.6759 0.06127 0.04782 -0.0920 0.6211 0.9998 3.000 0.6873 0.06497 0.05138 -0.0913 0.5964 0.9998 3.250 0.7015 0.06846 0.05471 -0.0907 0.5748 0.9998 3.500 0.7140 0.07205 0.05813 -0.0901 0.5566 0.9998 3.750 0.7308 0.07538 0.06128 -0.0896 0.5410 0.9998 4.000 0.7183 0.08127 0.06720 -0.0902 0.5365 0.9998 4.250 0.7078 0.08702 0.07294 -0.0909 0.5359 0.9998 4.500 0.6972 0.09266 0.07854 -0.0916 0.5379 0.9998 4.750 0.6921 0.09797 0.08377 -0.0923 0.5413 0.9998