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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0133 0.05727 0.04498 0.0046 0.9991 1.0009 -2.750 -0.0402 0.05547 0.04315 0.0094 0.9991 1.0009 -2.500 -0.0435 0.05505 0.04253 0.0112 0.9991 1.0009 -2.250 -0.0350 0.05539 0.04260 0.0114 0.9991 1.0009 -2.000 -0.0217 0.05613 0.04313 0.0111 0.9991 1.0009 -1.750 -0.0061 0.05713 0.04393 0.0105 0.9991 1.0009 -1.500 0.0100 0.05836 0.04500 0.0098 0.9991 1.0009 -1.250 0.0250 0.05986 0.04640 0.0091 0.9991 1.0009 -1.000 0.0366 0.06187 0.04839 0.0083 0.9991 1.0009 -0.750 0.4010 0.05648 0.04317 -0.0516 0.7462 1.0009 -0.500 0.4887 0.05429 0.04070 -0.0589 0.6862 1.0009 -0.250 0.5575 0.05278 0.03885 -0.0635 0.6504 1.0009 0.000 0.5955 0.05316 0.03895 -0.0645 0.6256 1.0009 0.250 0.6066 0.05540 0.04106 -0.0627 0.6049 1.0009 0.500 0.6068 0.05861 0.04417 -0.0602 0.5899 1.0009 0.750 0.6443 0.05907 0.04441 -0.0612 0.5738 1.0009 1.000 0.6204 0.06431 0.04969 -0.0569 0.5656 1.0009 1.250 0.6249 0.06761 0.05291 -0.0556 0.5580 1.0009 1.500 0.6562 0.06917 0.05432 -0.0567 0.5519 1.0009 1.750 0.6153 0.07619 0.06133 -0.0521 0.5504 1.0009 2.000 0.5830 0.08239 0.06748 -0.0485 0.5506 1.0009 2.250 0.5658 0.08800 0.07301 -0.0471 0.5517 1.0009 2.500 0.4992 0.09681 0.08179 -0.0438 0.5612 1.0009 2.750 0.4874 0.10186 0.08676 -0.0434 0.5679 1.0009 3.000 0.4929 0.10602 0.09084 -0.0442 0.5733 1.0009 3.500 0.4468 0.11671 0.10147 -0.0437 0.6114 1.0009 3.750 0.4173 0.12317 0.10792 -0.0448 0.6677 1.0009