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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1336 0.04653 0.02327 -0.0180 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1279 0.04579 0.02177 -0.0174 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1133 0.04552 0.02065 -0.0171 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0959 0.04545 0.01979 -0.0166 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0778 0.04548 0.01915 -0.0158 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0597 0.04556 0.01869 -0.0149 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0418 0.04567 0.01836 -0.0139 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0241 0.04581 0.01814 -0.0127 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0065 0.04597 0.01807 -0.0115 1.0000 1.0000 -0.750 0.0110 0.04616 0.01810 -0.0103 1.0000 1.0000 -0.500 0.0283 0.04637 0.01822 -0.0091 1.0000 1.0000 -0.250 0.0456 0.04660 0.01845 -0.0078 1.0000 1.0000 0.000 0.0628 0.04684 0.01879 -0.0065 1.0000 1.0000 0.250 0.0800 0.04711 0.01922 -0.0052 1.0000 1.0000 0.500 0.0971 0.04741 0.01978 -0.0039 1.0000 1.0000 0.750 0.1141 0.04774 0.02043 -0.0026 1.0000 1.0000 1.000 0.1311 0.04808 0.02113 -0.0013 1.0000 1.0000 1.250 0.1478 0.04847 0.02196 0.0000 1.0000 1.0000 1.500 0.1644 0.04891 0.02291 0.0013 1.0000 1.0000 1.750 0.1807 0.04939 0.02408 0.0026 1.0000 1.0000 2.000 0.1965 0.04994 0.02525 0.0039 1.0000 1.0000 2.250 0.2118 0.05055 0.02655 0.0052 1.0000 1.0000 2.500 0.2263 0.05126 0.02805 0.0065 1.0000 1.0000 2.750 0.2397 0.05209 0.02959 0.0077 1.0000 1.0000 3.000 0.2515 0.05307 0.03129 0.0090 1.0000 1.0000 3.250 0.2614 0.05424 0.03314 0.0102 1.0000 1.0000 3.500 0.2687 0.05566 0.03515 0.0113 1.0000 1.0000 3.750 0.2732 0.05737 0.03733 0.0123 1.0000 1.0000 4.000 0.2758 0.05928 0.03961 0.0132 1.0000 1.0000 4.250 0.2791 0.06123 0.04186 0.0139 1.0000 1.0000 4.500 0.2846 0.06305 0.04402 0.0147 1.0000 1.0000 4.750 0.2925 0.06472 0.04619 0.0156 1.0000 1.0000 5.000 0.3016 0.06634 0.04822 0.0165 1.0000 1.0000