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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0498 0.05633 0.04230 0.0069 0.9991 1.0009 -2.750 -0.0501 0.05611 0.04184 0.0085 0.9991 1.0009 -2.500 -0.0417 0.05648 0.04195 0.0091 0.9991 1.0009 -2.250 -0.0293 0.05715 0.04235 0.0092 0.9991 1.0009 -2.000 -0.0152 0.05803 0.04301 0.0092 0.9991 1.0009 -1.750 -0.0002 0.05907 0.04387 0.0090 0.9991 1.0009 -1.500 0.0148 0.06028 0.04492 0.0088 0.9991 1.0009 -1.250 0.0289 0.06169 0.04624 0.0086 0.9991 1.0009 -1.000 0.0412 0.06342 0.04792 0.0082 0.9991 1.0009 -0.750 0.0486 0.06581 0.05036 0.0075 0.9991 1.0009 -0.250 0.3024 0.07320 0.05793 -0.0418 0.7802 1.0009 0.000 0.3540 0.07429 0.05884 -0.0463 0.7369 1.0009 0.250 0.3710 0.07669 0.06108 -0.0465 0.7107 1.0009 0.500 0.3982 0.07902 0.06325 -0.0482 0.6928 1.0009 0.750 0.3885 0.08286 0.06698 -0.0461 0.6820 1.0009 1.000 0.4155 0.08538 0.06935 -0.0478 0.6710 1.0009 1.250 0.4014 0.08944 0.07329 -0.0456 0.6662 1.0009 1.500 0.3983 0.09305 0.07680 -0.0446 0.6618 1.0009 1.750 0.4049 0.09630 0.07994 -0.0445 0.6562 1.0009 2.000 0.4300 0.09910 0.08259 -0.0460 0.6486 1.0009 2.250 0.4290 0.10282 0.08621 -0.0455 0.6484 1.0009 2.500 0.4071 0.10697 0.09030 -0.0435 0.6555 1.0009 2.750 0.4005 0.11094 0.09419 -0.0431 0.6649 1.0009 3.250 0.3761 0.11918 0.10231 -0.0424 0.7094 1.0009 4.000 0.2110 0.12651 0.10935 -0.0183 0.9961 1.0009 4.250 0.2245 0.12941 0.11216 -0.0195 0.9958 1.0009 4.500 0.2408 0.13274 0.11541 -0.0213 0.9948 1.0009 4.750 0.2551 0.13527 0.11790 -0.0229 0.9918 1.0009 5.000 0.2749 0.13894 0.12149 -0.0255 0.9881 1.0009