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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2223 0.06973 0.06258 -0.0164 1.0000 0.2901 -2.500 -0.1908 0.06583 0.05873 -0.0171 1.0000 0.3310 -2.250 -0.1793 0.06349 0.05646 -0.0156 1.0000 0.3537 -2.000 -0.1694 0.06118 0.05423 -0.0135 1.0000 0.3796 -1.750 -0.1582 0.05928 0.05239 -0.0119 1.0000 0.4181 -1.500 -0.1532 0.05694 0.05016 -0.0080 1.0000 0.4621 -0.750 -0.1581 0.04898 0.04260 0.0107 1.0000 0.6346 -0.500 -0.1551 0.04648 0.04020 0.0157 1.0000 0.6798 -0.250 -0.1457 0.04423 0.03802 0.0190 1.0000 0.7215 0.000 -0.1249 0.04251 0.03632 0.0195 1.0000 0.7590 0.250 -0.0959 0.04074 0.03455 0.0181 1.0000 0.7907 0.500 -0.0515 0.03983 0.03360 0.0126 1.0000 0.8153 0.750 0.0091 0.04005 0.03376 0.0026 1.0000 0.8205 1.000 0.0760 0.04119 0.03483 -0.0099 1.0000 0.7904 1.250 0.1359 0.04444 0.03785 -0.0232 1.0000 0.6750 1.500 0.1942 0.04695 0.04004 -0.0352 1.0000 0.5333 1.750 0.2483 0.04897 0.04150 -0.0444 1.0000 0.3921 2.000 0.7328 0.03590 0.02330 -0.0992 0.1899 0.2349 2.250 0.7754 0.03682 0.02400 -0.1020 0.1794 0.2376 2.500 0.8256 0.03787 0.02483 -0.1061 0.1717 0.2495 2.750 0.9142 0.03874 0.02563 -0.1166 0.1629 0.2760 3.000 1.0869 0.03962 0.02705 -0.1413 0.1561 1.0000 3.250 1.1402 0.04142 0.02870 -0.1444 0.1571 1.0000 3.500 1.1818 0.04348 0.03089 -0.1456 0.1592 1.0000 3.750 1.2172 0.04583 0.03342 -0.1459 0.1621 1.0000 4.000 1.2491 0.04857 0.03633 -0.1458 0.1652 1.0000 4.250 1.2775 0.05164 0.03956 -0.1452 0.1674 1.0000 4.500 1.3032 0.05516 0.04324 -0.1445 0.1689 1.0000 4.750 1.3201 0.05647 0.04518 -0.1412 0.1725 1.0000 5.000 1.3333 0.05938 0.04876 -0.1379 0.1798 1.0000