XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: nabac 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 -0.3421 0.04603 0.03708 0.0063 0.9999 0.1861 -2.750 -0.2949 0.04352 0.03409 0.0047 0.5498 0.1795 -2.500 -0.2691 0.04418 0.03191 0.0072 0.3553 0.1746 -2.250 -0.2317 0.04312 0.03004 0.0064 0.3307 0.1715 -2.000 -0.1937 0.04221 0.02844 0.0057 0.3162 0.1689 -1.750 -0.1550 0.04126 0.02709 0.0052 0.3068 0.1674 -1.500 -0.1181 0.04056 0.02608 0.0050 0.3003 0.1673 -1.250 -0.0833 0.04008 0.02537 0.0051 0.2960 0.1689 -1.000 -0.0500 0.03982 0.02492 0.0054 0.2929 0.1731 -0.750 -0.0177 0.03966 0.02476 0.0057 0.2908 0.1832 -0.500 0.0154 0.03932 0.02473 0.0059 0.2897 0.2055 -0.250 0.0964 0.03720 0.02534 -0.0029 0.2883 1.0001 0.000 0.1279 0.03813 0.02579 -0.0022 0.2883 1.0001 0.250 0.1590 0.03916 0.02651 -0.0016 0.2888 1.0001 0.500 0.1898 0.04031 0.02741 -0.0012 0.2897 1.0001 0.750 0.2203 0.04161 0.02848 -0.0009 0.2909 1.0001 1.000 0.2525 0.04247 0.02934 -0.0011 0.2939 1.0001 1.250 0.2852 0.04361 0.03049 -0.0018 0.2983 1.0001 1.500 0.3172 0.04507 0.03191 -0.0026 0.3034 1.0001 1.750 0.3480 0.04677 0.03352 -0.0035 0.3087 1.0001 2.000 0.3774 0.04875 0.03534 -0.0042 0.3139 1.0001 2.250 0.4094 0.05048 0.03711 -0.0060 0.3215 1.0001 2.500 0.4424 0.05278 0.03958 -0.0091 0.3327 1.0001 2.750 0.4701 0.05544 0.04206 -0.0101 0.3403 1.0001 3.000 0.5046 0.05821 0.04524 -0.0157 0.3576 1.0001 3.250 0.5350 0.06153 0.04880 -0.0210 0.3752 1.0001 3.500 0.5621 0.06538 0.05283 -0.0268 0.3955 1.0001 4.000 0.5943 0.07586 0.06364 -0.0432 0.4578 1.0001 4.250 0.5827 0.08197 0.06982 -0.0523 0.5040 1.0001 4.500 0.5585 0.08754 0.07534 -0.0577 0.5546 1.0001 4.750 0.5099 0.09216 0.07988 -0.0590 0.6211 1.0001 5.000 0.3942 0.09406 0.08189 -0.0566 0.8222 1.0001