XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: rt 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0508 0.06026 0.04167 0.0042 0.9991 1.0009 -2.750 -0.0415 0.06072 0.04185 0.0052 0.9991 1.0009 -2.500 -0.0304 0.06134 0.04222 0.0061 0.9991 1.0009 -2.250 -0.0181 0.06211 0.04275 0.0067 0.9991 1.0009 -2.000 -0.0054 0.06299 0.04343 0.0073 0.9991 1.0009 -1.750 0.0079 0.06399 0.04426 0.0077 0.9991 1.0009 -1.500 0.0211 0.06511 0.04524 0.0080 0.9991 1.0009 -1.250 0.0339 0.06638 0.04641 0.0082 0.9991 1.0009 -1.000 0.0460 0.06783 0.04778 0.0083 0.9991 1.0009 -0.750 0.0566 0.06954 0.04946 0.0083 0.9991 1.0009 -0.500 0.0646 0.07165 0.05161 0.0081 0.9991 1.0009 -0.250 0.0676 0.07447 0.05451 0.0075 0.9991 1.0009 0.000 0.0643 0.07824 0.05835 0.0065 0.9991 1.0009 0.250 0.0600 0.08236 0.06249 0.0051 0.9991 1.0009 0.500 0.0604 0.08603 0.06611 0.0037 0.9991 1.0009 0.750 0.0642 0.08941 0.06940 0.0024 0.9991 1.0009 1.000 0.0706 0.09250 0.07237 0.0012 0.9991 1.0009 1.250 0.0781 0.09549 0.07524 0.0000 0.9991 1.0009 1.500 0.0868 0.09839 0.07801 -0.0011 0.9991 1.0009 1.750 0.0962 0.10124 0.08074 -0.0022 0.9991 1.0009 2.000 0.1063 0.10404 0.08341 -0.0032 0.9991 1.0009 2.250 0.1169 0.10680 0.08604 -0.0043 0.9991 1.0009 2.500 0.1276 0.10957 0.08869 -0.0053 0.9991 1.0009 2.750 0.1389 0.11232 0.09131 -0.0064 0.9991 1.0009 3.000 0.1503 0.11502 0.09390 -0.0074 0.9991 1.0009 3.250 0.1620 0.11774 0.09650 -0.0084 0.9991 1.0009 3.500 0.1738 0.12046 0.09911 -0.0094 0.9991 1.0009 3.750 0.1857 0.12319 0.10173 -0.0104 0.9991 1.0009 4.000 0.1977 0.12591 0.10436 -0.0114 0.9991 1.0009 4.250 0.2099 0.12863 0.10699 -0.0125 0.9991 1.0009 4.500 0.2221 0.13136 0.10963 -0.0135 0.9991 1.0009 4.750 0.2342 0.13413 0.11233 -0.0145 0.9991 1.0009 5.000 0.2466 0.13684 0.11495 -0.0156 0.9991 1.0009