XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: pp14 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 0.0375 0.06286 0.05590 -0.0708 0.9996 0.3244 -2.750 0.0635 0.06074 0.05388 -0.0728 0.9996 0.3537 -2.500 0.0858 0.05895 0.05221 -0.0734 0.9996 0.3960 -2.250 0.0994 0.05686 0.05027 -0.0713 0.9996 0.4429 -1.750 0.1145 0.05244 0.04621 -0.0624 0.9996 0.5890 -1.500 0.1256 0.05016 0.04409 -0.0588 0.9996 0.6526 -1.250 0.1384 0.04785 0.04194 -0.0557 0.9996 0.7033 -1.000 0.1619 0.04602 0.04024 -0.0556 0.9996 0.7508 -0.750 0.1938 0.04448 0.03883 -0.0579 0.9996 0.7880 -0.500 0.2426 0.04370 0.03817 -0.0646 0.9996 0.8132 -0.250 0.3136 0.04402 0.03862 -0.0775 0.9996 0.8152 0.000 0.8970 0.03534 0.02350 -0.1806 0.1803 0.2243 0.250 0.9214 0.03620 0.02400 -0.1794 0.1698 0.2207 0.500 0.9451 0.03671 0.02438 -0.1779 0.1641 0.2198 0.750 0.9686 0.03733 0.02485 -0.1762 0.1592 0.2204 1.000 0.9923 0.03800 0.02541 -0.1747 0.1541 0.2260 1.250 1.0219 0.03902 0.02621 -0.1741 0.1488 0.2378 1.500 1.0622 0.03953 0.02665 -0.1750 0.1456 0.2531 1.750 1.1127 0.04009 0.02727 -0.1775 0.1445 0.2878 2.000 1.1586 0.03994 0.02812 -0.1792 0.1443 1.0004 2.250 1.2021 0.04180 0.02934 -0.1803 0.1448 1.0004 2.500 1.2405 0.04407 0.03149 -0.1811 0.1460 1.0004 2.750 1.2764 0.04687 0.03422 -0.1816 0.1476 1.0004 3.000 1.3069 0.04849 0.03606 -0.1808 0.1499 1.0004 3.250 1.3358 0.05036 0.03829 -0.1797 0.1523 1.0004 3.500 1.3629 0.05276 0.04111 -0.1783 0.1550 1.0004 3.750 1.3889 0.05570 0.04449 -0.1770 0.1595 1.0004 4.000 1.4153 0.05960 0.04861 -0.1762 0.1656 1.0004 4.250 1.4382 0.06204 0.05183 -0.1738 0.1770 1.0004 4.500 1.4628 0.06730 0.05731 -0.1731 0.1882 1.0004 4.750 1.4817 0.07141 0.06224 -0.1709 0.2090 1.0004 5.000 1.4873 0.07604 0.06819 -0.1680 0.2451 1.0004