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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0319 0.04777 0.02458 -0.0241 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0268 0.04733 0.02408 -0.0223 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0226 0.04694 0.02364 -0.0204 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0194 0.04660 0.02326 -0.0183 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0169 0.04629 0.02293 -0.0161 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0152 0.04602 0.02263 -0.0137 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0142 0.04578 0.02235 -0.0112 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0139 0.04556 0.02211 -0.0086 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0139 0.04537 0.02185 -0.0059 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0141 0.04521 0.02164 -0.0031 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0140 0.04507 0.02145 -0.0004 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0134 0.04497 0.02127 0.0022 1.0000 1.0000 0.000 -0.0119 0.04491 0.02112 0.0047 1.0000 1.0000 0.250 -0.0088 0.04490 0.02102 0.0069 1.0000 1.0000 0.500 -0.0037 0.04497 0.02098 0.0088 1.0000 1.0000 0.750 0.0034 0.04511 0.02099 0.0104 1.0000 1.0000 1.000 0.0121 0.04533 0.02111 0.0116 1.0000 1.0000 1.250 0.0221 0.04563 0.02132 0.0126 1.0000 1.0000 1.500 0.0331 0.04602 0.02164 0.0134 1.0000 1.0000 1.750 0.0447 0.04650 0.02206 0.0140 1.0000 1.0000 2.000 0.0566 0.04707 0.02260 0.0144 1.0000 1.0000 2.250 0.0685 0.04775 0.02327 0.0146 1.0000 1.0000 2.500 0.0802 0.04855 0.02409 0.0147 1.0000 1.0000 2.750 0.0914 0.04949 0.02506 0.0146 1.0000 1.0000 3.000 0.1017 0.05059 0.02621 0.0142 1.0000 1.0000 3.250 0.1111 0.05188 0.02754 0.0137 1.0000 1.0000 3.500 0.1193 0.05336 0.02908 0.0130 1.0000 1.0000 3.750 0.1264 0.05503 0.03080 0.0120 1.0000 1.0000 4.000 0.1330 0.05688 0.03268 0.0108 1.0000 1.0000 4.250 0.1395 0.05886 0.03468 0.0095 1.0000 1.0000 4.500 0.1462 0.06093 0.03677 0.0080 1.0000 1.0000 4.750 0.1533 0.06308 0.03893 0.0066 1.0000 1.0000 5.000 0.1609 0.06528 0.04115 0.0050 1.0000 1.0000