XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: nacb632 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 -0.0538 0.05785 0.02795 -0.0220 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0479 0.05738 0.02738 -0.0203 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0426 0.05696 0.02687 -0.0185 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0379 0.05658 0.02642 -0.0165 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0336 0.05624 0.02601 -0.0145 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0298 0.05594 0.02564 -0.0123 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0261 0.05568 0.02532 -0.0101 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0227 0.05546 0.02502 -0.0078 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0194 0.05527 0.02473 -0.0055 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0159 0.05513 0.02450 -0.0032 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0122 0.05503 0.02430 -0.0010 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0080 0.05498 0.02414 0.0012 1.0000 1.0000 0.000 -0.0030 0.05498 0.02402 0.0033 1.0000 1.0000 0.250 0.0031 0.05504 0.02396 0.0051 1.0000 1.0000 0.500 0.0103 0.05515 0.02395 0.0068 1.0000 1.0000 0.750 0.0184 0.05533 0.02399 0.0083 1.0000 1.0000 1.000 0.0275 0.05557 0.02413 0.0096 1.0000 1.0000 1.250 0.0373 0.05589 0.02435 0.0107 1.0000 1.0000 1.500 0.0478 0.05627 0.02466 0.0117 1.0000 1.0000 1.750 0.0586 0.05673 0.02507 0.0125 1.0000 1.0000 2.000 0.0698 0.05727 0.02556 0.0132 1.0000 1.0000 2.250 0.0810 0.05790 0.02618 0.0137 1.0000 1.0000 2.500 0.0921 0.05862 0.02691 0.0140 1.0000 1.0000 2.750 0.1031 0.05945 0.02776 0.0143 1.0000 1.0000 3.000 0.1136 0.06039 0.02875 0.0144 1.0000 1.0000 3.250 0.1237 0.06146 0.02986 0.0143 1.0000 1.0000 3.500 0.1332 0.06267 0.03113 0.0140 1.0000 1.0000 3.750 0.1419 0.06402 0.03255 0.0136 1.0000 1.0000 4.000 0.1499 0.06553 0.03412 0.0131 1.0000 1.0000 4.250 0.1573 0.06718 0.03582 0.0123 1.0000 1.0000 4.500 0.1643 0.06897 0.03765 0.0114 1.0000 1.0000 4.750 0.1712 0.07087 0.03960 0.0104 1.0000 1.0000 5.000 0.1780 0.07287 0.04162 0.0092 1.0000 1.0000