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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0369 0.07521 0.05701 -0.0191 1.0002 0.9998 -2.750 0.0376 0.07346 0.05558 -0.0190 1.0002 0.9998 -2.500 0.0367 0.07176 0.05422 -0.0187 1.0002 0.9998 -2.250 0.0337 0.07009 0.05292 -0.0181 1.0002 0.9998 -2.000 0.0286 0.06845 0.05167 -0.0173 1.0002 0.9998 -1.750 0.0209 0.06682 0.05047 -0.0161 1.0002 0.9998 -1.500 0.0105 0.06520 0.04928 -0.0146 1.0002 0.9998 -1.250 -0.0016 0.06359 0.04809 -0.0129 1.0002 0.9998 -1.000 -0.0111 0.06206 0.04683 -0.0122 1.0002 0.9998 -0.750 -0.0031 0.06086 0.04542 -0.0159 1.0002 0.9998 -0.500 0.0332 0.06054 0.04408 -0.0250 1.0002 0.9998 -0.250 0.0782 0.06120 0.04316 -0.0329 1.0002 0.9998 0.000 0.1136 0.06225 0.04273 -0.0367 1.0002 0.9998 0.250 0.1406 0.06342 0.04268 -0.0381 1.0002 0.9998 0.500 0.1626 0.06468 0.04293 -0.0384 1.0002 0.9998 0.750 0.1813 0.06605 0.04349 -0.0384 1.0002 0.9998 1.000 0.1978 0.06754 0.04431 -0.0384 1.0002 0.9998 1.250 0.2127 0.06918 0.04537 -0.0384 1.0002 0.9998 1.500 0.2262 0.07097 0.04668 -0.0385 1.0002 0.9998 1.750 0.2385 0.07292 0.04818 -0.0388 1.0002 0.9998 2.000 0.2498 0.07504 0.04992 -0.0392 1.0002 0.9998 2.250 0.2603 0.07731 0.05187 -0.0398 1.0002 0.9998 2.500 0.2701 0.07973 0.05399 -0.0405 1.0002 0.9998 2.750 0.2794 0.08228 0.05627 -0.0414 1.0002 0.9998 3.000 0.2881 0.08496 0.05870 -0.0424 1.0002 0.9998 3.250 0.2966 0.08773 0.06123 -0.0435 1.0002 0.9998 3.500 0.3048 0.09060 0.06388 -0.0448 1.0002 0.9998 3.750 0.3131 0.09357 0.06664 -0.0461 1.0002 0.9998 4.000 0.3214 0.09661 0.06948 -0.0475 1.0002 0.9998 4.250 0.3296 0.09970 0.07237 -0.0489 1.0002 0.9998 4.500 0.3380 0.10282 0.07531 -0.0504 1.0002 0.9998 4.750 0.3464 0.10598 0.07827 -0.0519 1.0002 0.9998 5.000 0.3550 0.10915 0.08123 -0.0534 1.0002 0.9998