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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2680 0.07757 0.06441 0.0263 1.0002 0.6563 -2.750 -0.2587 0.07469 0.06164 0.0240 1.0002 0.6513 -2.500 -0.2438 0.07180 0.05886 0.0212 1.0002 0.6487 -2.250 -0.2251 0.06900 0.05613 0.0178 1.0002 0.6482 -2.000 -0.2021 0.06633 0.05349 0.0139 1.0002 0.6501 -1.750 -0.1752 0.06383 0.05099 0.0095 1.0002 0.6548 -1.500 -0.1479 0.06149 0.04874 0.0065 1.0002 0.6646 -1.250 -0.1188 0.05939 0.04672 0.0029 1.0002 0.6789 -1.000 -0.0903 0.05749 0.04497 0.0002 1.0002 0.6996 -0.750 -0.0626 0.05575 0.04347 -0.0018 1.0002 0.7290 -0.500 -0.0342 0.05411 0.04224 -0.0035 1.0002 0.7756 -0.250 0.0149 0.05216 0.04112 -0.0098 1.0002 0.9130 0.000 0.0543 0.05180 0.04034 -0.0205 1.0002 0.9998 0.250 0.1139 0.05314 0.04017 -0.0333 1.0002 0.9998 0.500 0.1527 0.05486 0.04051 -0.0385 1.0002 0.9998 0.750 0.1785 0.05664 0.04123 -0.0403 1.0002 0.9998 1.000 0.1977 0.05851 0.04228 -0.0410 1.0002 0.9998 1.250 0.2132 0.06053 0.04363 -0.0414 1.0002 0.9998 1.500 0.2262 0.06272 0.04527 -0.0418 1.0002 0.9998 1.750 0.2375 0.06508 0.04717 -0.0424 1.0002 0.9998 2.000 0.2475 0.06761 0.04932 -0.0431 1.0002 0.9998 2.250 0.2567 0.07029 0.05168 -0.0441 1.0002 0.9998 2.500 0.2652 0.07312 0.05423 -0.0452 1.0002 0.9998 2.750 0.2736 0.07609 0.05695 -0.0465 1.0002 0.9998 3.000 0.2816 0.07917 0.05981 -0.0480 1.0002 0.9998 3.250 0.2894 0.08234 0.06278 -0.0495 1.0002 0.9998 3.500 0.2971 0.08560 0.06583 -0.0510 1.0002 0.9998 3.750 0.3048 0.08891 0.06897 -0.0526 1.0002 0.9998 4.000 0.3126 0.09227 0.07215 -0.0542 1.0002 0.9998 4.250 0.3206 0.09567 0.07537 -0.0558 1.0002 0.9998 4.500 0.3289 0.09908 0.07860 -0.0575 1.0002 0.9998 4.750 0.3376 0.10248 0.08181 -0.0590 1.0002 0.9998 5.000 0.3466 0.10585 0.08499 -0.0606 1.0002 0.9998