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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1391 0.05581 0.02305 -0.0196 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1236 0.05562 0.02212 -0.0188 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1074 0.05549 0.02127 -0.0178 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0909 0.05542 0.02054 -0.0168 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0742 0.05541 0.01998 -0.0157 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0573 0.05543 0.01954 -0.0146 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0403 0.05550 0.01923 -0.0135 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0233 0.05559 0.01900 -0.0124 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0063 0.05571 0.01895 -0.0112 1.0000 1.0000 -0.750 0.0107 0.05586 0.01898 -0.0100 1.0000 1.0000 -0.500 0.0277 0.05604 0.01911 -0.0088 1.0000 1.0000 -0.250 0.0447 0.05625 0.01935 -0.0076 1.0000 1.0000 0.000 0.0615 0.05648 0.01970 -0.0064 1.0000 1.0000 0.250 0.0783 0.05675 0.00000 -0.0052 1.0000 1.0000 0.500 0.0950 0.05704 0.02078 -0.0039 1.0000 1.0000 0.750 0.1116 0.05738 0.02149 -0.0027 1.0000 1.0000 1.000 0.1282 0.05773 0.02221 -0.0015 1.0000 1.0000 1.250 0.1445 0.05814 0.02310 -0.0002 1.0000 1.0000 1.500 0.1606 0.05858 0.02411 0.0010 1.0000 1.0000 1.750 0.1764 0.05909 0.02523 0.0023 1.0000 1.0000 2.000 0.1920 0.05964 0.02654 0.0036 1.0000 1.0000 2.250 0.2070 0.06026 0.02787 0.0048 1.0000 1.0000 2.500 0.2215 0.06095 0.02933 0.0061 1.0000 1.0000 3.000 0.2483 0.06260 0.03263 0.0086 1.0000 1.0000 3.250 0.2604 0.06358 0.03441 0.0097 1.0000 1.0000 3.500 0.2714 0.06469 0.03631 0.0109 1.0000 1.0000 3.750 0.2811 0.06594 0.03831 0.0120 1.0000 1.0000 4.000 0.2895 0.06733 0.04042 0.0130 1.0000 1.0000 4.250 0.2968 0.06888 0.04278 0.0140 1.0000 1.0000 4.500 0.3031 0.07056 0.04504 0.0150 1.0000 1.0000 4.750 0.3090 0.07232 0.04732 0.0158 1.0000 1.0000 5.000 0.3151 0.07413 0.04963 0.0166 1.0000 1.0000