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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1962 0.07072 0.06376 -0.0251 1.0000 0.2438 -2.750 -0.1933 0.06704 0.06020 -0.0210 1.0000 0.2504 -2.500 -0.1714 0.06550 0.05865 -0.0233 1.0000 0.2675 -2.250 -0.1511 0.06410 0.05725 -0.0246 1.0000 0.2871 -2.000 -0.1342 0.06247 0.05563 -0.0247 1.0000 0.3079 -1.750 -0.1207 0.06045 0.05367 -0.0236 1.0000 0.3296 -1.500 -0.1101 0.05818 0.05149 -0.0216 1.0000 0.3526 -1.250 -0.1009 0.05602 0.04942 -0.0189 1.0000 0.3792 -1.000 -0.0922 0.05416 0.04766 -0.0160 1.0000 0.4218 -0.250 -0.0875 0.04747 0.04137 0.0003 1.0000 0.5980 0.000 -0.0782 0.04584 0.03981 0.0038 1.0000 0.6508 0.250 -0.0623 0.04392 0.03796 0.0059 1.0000 0.6937 0.500 -0.0386 0.04213 0.03621 0.0061 1.0000 0.7322 0.750 0.0004 0.04094 0.03505 0.0024 1.0000 0.7646 1.000 0.0555 0.04086 0.03494 -0.0057 1.0000 0.7809 1.250 0.1175 0.04155 0.03561 -0.0163 1.0000 0.7685 1.500 0.1691 0.04387 0.03779 -0.0265 1.0000 0.6811 1.750 0.6861 0.03422 0.02219 -0.0945 0.1811 0.2197 2.000 0.7273 0.03527 0.02282 -0.0975 0.1689 0.2172 2.250 0.7760 0.03599 0.02336 -0.1013 0.1618 0.2172 2.500 0.8367 0.03683 0.02394 -0.1073 0.1535 0.2246 2.750 1.0088 0.03785 0.02496 -0.1331 0.1452 0.2898 3.000 1.1235 0.03949 0.02702 -0.1480 0.1455 1.0000 3.250 1.1652 0.04173 0.02917 -0.1496 0.1468 1.0000 3.500 1.2021 0.04434 0.03179 -0.1504 0.1486 1.0000 3.750 1.2297 0.04544 0.03321 -0.1488 0.1516 1.0000 4.000 1.2551 0.04746 0.03565 -0.1472 0.1544 1.0000 4.250 1.2791 0.04994 0.03850 -0.1455 0.1569 1.0000 4.500 1.3009 0.05280 0.04174 -0.1437 0.1608 1.0000 4.750 1.3240 0.05658 0.04570 -0.1425 0.1664 1.0000 5.000 1.3396 0.05876 0.04863 -0.1390 0.1768 1.0000