XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: kut1 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 -0.1583 0.04677 0.02885 0.0045 1.0000 0.8926 -2.750 -0.1251 0.04516 0.02705 -0.0012 1.0000 0.9379 -2.500 -0.0687 0.04153 0.02311 -0.0156 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0963 0.03965 0.02118 -0.0121 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0934 0.03892 0.01979 -0.0116 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0746 0.03884 0.01891 -0.0122 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0527 0.03899 0.01836 -0.0123 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0315 0.03919 0.01800 -0.0119 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0115 0.03940 0.01784 -0.0111 1.0000 1.0000 -0.750 0.0076 0.03964 0.01781 -0.0101 1.0000 1.0000 -0.500 0.0261 0.03987 0.01788 -0.0090 1.0000 1.0000 -0.250 0.0443 0.04012 0.01807 -0.0077 1.0000 1.0000 0.000 0.0623 0.04038 0.01837 -0.0065 1.0000 1.0000 0.250 0.0801 0.04066 0.01876 -0.0052 1.0000 1.0000 0.500 0.0978 0.04096 0.01926 -0.0039 1.0000 1.0000 0.750 0.1154 0.04128 0.01986 -0.0026 1.0000 1.0000 1.000 0.1330 0.04161 0.02053 -0.0013 1.0000 1.0000 1.250 0.1504 0.04198 0.02131 0.0000 1.0000 1.0000 1.500 0.1676 0.04240 0.02221 0.0013 1.0000 1.0000 1.750 0.1845 0.04287 0.02333 0.0026 1.0000 1.0000 2.000 0.2008 0.04341 0.02448 0.0038 1.0000 1.0000 2.250 0.2162 0.04406 0.02577 0.0051 1.0000 1.0000 2.500 0.2300 0.04485 0.02729 0.0064 1.0000 1.0000 2.750 0.2413 0.04588 0.02896 0.0076 1.0000 1.0000 3.000 0.2475 0.04734 0.03096 0.0088 1.0000 1.0000 3.250 0.2444 0.04961 0.03353 0.0096 1.0000 1.0000 3.500 0.2374 0.05235 0.03634 0.0101 1.0000 1.0000 3.750 0.2374 0.05463 0.03876 0.0106 1.0000 1.0000 4.000 0.2432 0.05645 0.04083 0.0112 1.0000 1.0000 4.250 0.2531 0.05792 0.04263 0.0121 1.0000 1.0000 4.500 0.6460 0.05431 0.04030 -0.0047 0.2964 1.0000 4.750 0.6733 0.05804 0.04431 -0.0043 0.2793 1.0000 5.000 0.6965 0.06193 0.04865 -0.0039 0.2697 1.0000