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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4443 0.03817 0.02407 0.0319 1.0000 0.4245 -2.750 -0.4497 0.03753 0.02390 0.0391 1.0000 0.4911 -2.500 -0.4312 0.03687 0.02304 0.0411 1.0000 0.5159 -2.250 -0.3977 0.03640 0.02182 0.0393 1.0000 0.5144 -2.000 -0.3632 0.03594 0.02080 0.0372 1.0000 0.5144 -1.750 -0.3274 0.03548 0.01989 0.0349 1.0000 0.5158 -1.500 -0.2915 0.03505 0.01911 0.0326 1.0000 0.5189 -1.250 -0.2556 0.03467 0.01847 0.0302 1.0000 0.5244 -1.000 -0.2193 0.03421 0.01796 0.0278 1.0000 0.5326 -0.750 -0.1838 0.03376 0.01760 0.0256 1.0000 0.5452 -0.500 -0.1480 0.03320 0.01737 0.0235 1.0000 0.5651 -0.250 -0.1043 0.03231 0.01732 0.0198 1.0000 0.6104 0.250 0.0724 0.03337 0.01893 -0.0046 1.0000 1.0000 0.500 0.0942 0.03370 0.01928 -0.0038 1.0000 1.0000 0.750 0.1148 0.03401 0.01974 -0.0028 1.0000 1.0000 1.000 0.1348 0.03433 0.02030 -0.0017 1.0000 1.0000 1.250 0.1543 0.03469 0.02100 -0.0006 1.0000 1.0000 1.500 0.1733 0.03510 0.02185 0.0005 1.0000 1.0000 1.750 0.1909 0.03565 0.02299 0.0016 1.0000 1.0000 2.000 0.2042 0.03654 0.02444 0.0027 1.0000 1.0000 2.250 0.4559 0.03187 0.01929 -0.0235 0.4094 1.0000 2.500 0.4727 0.03280 0.01988 -0.0208 0.3563 1.0000 2.750 0.4902 0.03366 0.02062 -0.0183 0.3099 1.0000 3.000 0.5098 0.03439 0.02143 -0.0159 0.2760 1.0000 3.250 0.5289 0.03527 0.02240 -0.0134 0.2340 1.0000 3.500 0.5474 0.03636 0.02350 -0.0108 0.1847 1.0000 3.750 0.5661 0.03765 0.02464 -0.0083 0.1532 1.0000 4.000 0.5856 0.03915 0.02596 -0.0060 0.1475 1.0000 4.250 0.6089 0.04079 0.02764 -0.0039 0.1451 1.0000 4.500 0.6390 0.04279 0.02998 -0.0026 0.1449 1.0000 4.750 0.6793 0.04562 0.03339 -0.0024 0.1473 1.0000 5.000 0.7217 0.04948 0.03802 -0.0032 0.1515 1.0000