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 =     0.030 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000  -0.1551   0.03675   0.02982   0.0337  1.0000  0.9179
   0.250  -0.0864   0.03922   0.03201   0.0192  1.0000  0.8679
   0.500   0.0139   0.04445   0.03680  -0.0055  1.0000  0.7345
   0.750   0.0951   0.04761   0.03961  -0.0240  1.0000  0.6048
   1.000   0.1588   0.04932   0.04096  -0.0364  1.0000  0.4953
   1.250   0.2115   0.05049   0.04172  -0.0447  1.0000  0.4133
   1.500   0.2580   0.05067   0.04170  -0.0505  1.0000  0.3652
   1.750   0.3027   0.05101   0.04186  -0.0557  1.0000  0.3374
   2.000   0.3453   0.05153   0.04225  -0.0602  1.0000  0.3202
   2.250   0.3877   0.05224   0.04280  -0.0645  1.0000  0.3048
   2.750   0.8796   0.04078   0.02754  -0.1123  0.2128  0.3624
   3.250   1.0450   0.04327   0.02982  -0.1281  0.1965  1.0000
   3.500   1.1200   0.04562   0.03175  -0.1348  0.1898  1.0000
   3.750   1.1759   0.04781   0.03410  -0.1383  0.1893  1.0000
   4.000   1.2228   0.05056   0.03704  -0.1406  0.1903  1.0000
   4.250   1.2521   0.05246   0.03938  -0.1396  0.1929  1.0000
   4.500   1.2759   0.05487   0.04241  -0.1380  0.1970  1.0000
   4.750   1.2985   0.05795   0.04597  -0.1365  0.2018  1.0000
   5.000   1.3207   0.06149   0.04982  -0.1353  0.2065  1.0000