XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: pp09 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0030 0.04816 0.03946 -0.0182 1.0000 1.0000 -2.750 0.0032 0.04717 0.03860 -0.0166 1.0000 1.0000 -2.500 0.0029 0.04619 0.03776 -0.0150 1.0000 1.0000 -2.250 0.0022 0.04524 0.03695 -0.0133 1.0000 1.0000 -2.000 0.0010 0.04429 0.03614 -0.0116 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0008 0.04336 0.03535 -0.0098 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0214 0.04230 0.03448 -0.0036 1.0000 0.9963 -1.250 -0.0498 0.04109 0.03344 0.0040 1.0000 0.9824 -1.000 -0.0891 0.03994 0.03246 0.0136 1.0000 0.9708 -0.750 -0.1302 0.03865 0.03130 0.0235 1.0000 0.9613 -0.500 -0.1667 0.03752 0.03024 0.0327 1.0000 0.9507 -0.250 -0.1838 0.03737 0.02996 0.0377 1.0000 0.9279 0.000 -0.1115 0.04188 0.03398 0.0199 1.0000 0.8291 0.250 -0.0064 0.04623 0.03789 -0.0058 1.0000 0.7036 0.500 0.0767 0.04927 0.04051 -0.0247 1.0000 0.5847 0.750 0.1382 0.05054 0.04143 -0.0361 1.0000 0.4976 1.000 0.1900 0.05127 0.04183 -0.0441 1.0000 0.4336 1.250 0.2363 0.05152 0.04185 -0.0500 1.0000 0.3955 1.500 0.2790 0.05202 0.04210 -0.0548 1.0000 0.3703 1.750 0.3236 0.05228 0.04223 -0.0599 1.0000 0.3523 2.000 0.3678 0.05274 0.04259 -0.0647 1.0000 0.3366 2.250 0.4105 0.05346 0.04319 -0.0691 1.0000 0.3243 2.500 0.4557 0.05413 0.04393 -0.0739 1.0000 0.3173 3.000 0.9703 0.04276 0.02959 -0.1223 0.2305 1.0000 3.250 1.0144 0.04422 0.03049 -0.1231 0.2246 1.0000 3.500 1.0661 0.04590 0.03193 -0.1254 0.2195 1.0000 3.750 1.1294 0.04829 0.03414 -0.1302 0.2131 1.0000 4.000 1.1851 0.05083 0.03686 -0.1338 0.2099 1.0000 4.250 1.2295 0.05355 0.03987 -0.1356 0.2102 1.0000 4.500 1.2668 0.05661 0.04323 -0.1365 0.2118 1.0000 4.750 1.2868 0.05891 0.04621 -0.1344 0.2154 1.0000 5.000 1.3039 0.06204 0.04994 -0.1324 0.2200 1.0000