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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2507 0.06975 0.06231 -0.0066 1.0000 0.3757 -2.750 -0.2428 0.06717 0.05980 -0.0042 1.0000 0.4026 -2.500 -0.2346 0.06487 0.05758 -0.0022 1.0000 0.4403 -1.500 -0.2423 0.05342 0.04663 0.0214 1.0000 0.6520 -1.250 -0.2430 0.05043 0.04375 0.0269 1.0000 0.6953 -1.000 -0.2402 0.04784 0.04123 0.0314 1.0000 0.7356 -0.750 -0.2359 0.04477 0.03824 0.0357 1.0000 0.7692 -0.500 -0.2223 0.04270 0.03619 0.0373 1.0000 0.8014 -0.250 -0.2006 0.04044 0.03394 0.0372 1.0000 0.8302 0.000 -0.1625 0.03894 0.03242 0.0329 1.0000 0.8544 0.250 -0.1080 0.03828 0.03172 0.0243 1.0000 0.8681 0.500 -0.0405 0.03897 0.03230 0.0118 1.0000 0.8572 0.750 0.0355 0.04202 0.03512 -0.0048 1.0000 0.7814 1.000 0.1099 0.04574 0.03854 -0.0221 1.0000 0.6489 1.250 0.1740 0.04798 0.04042 -0.0352 1.0000 0.5162 1.500 0.2291 0.04926 0.04130 -0.0443 1.0000 0.4087 1.750 0.2771 0.04982 0.04156 -0.0504 1.0000 0.3427 2.000 0.3209 0.05037 0.04186 -0.0552 1.0000 0.3029 2.250 0.7773 0.03759 0.02467 -0.1031 0.2048 0.2688 2.500 0.8201 0.03878 0.02560 -0.1059 0.1937 0.2805 2.750 0.8841 0.03981 0.02653 -0.1119 0.1862 0.3038 3.000 1.0344 0.04075 0.02799 -0.1327 0.1729 1.0000 3.250 1.1140 0.04279 0.02943 -0.1400 0.1697 1.0000 3.500 1.1650 0.04471 0.03141 -0.1427 0.1704 1.0000 3.750 1.2037 0.04659 0.03352 -0.1433 0.1724 1.0000 4.000 1.2352 0.04871 0.03606 -0.1427 0.1757 1.0000 4.250 1.2638 0.05130 0.03906 -0.1418 0.1799 1.0000 4.500 1.2900 0.05430 0.04240 -0.1408 0.1840 1.0000 4.750 1.3137 0.05765 0.04599 -0.1397 0.1870 1.0000 5.000 1.3359 0.06149 0.04998 -0.1386 0.1893 1.0000