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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2142 0.04807 0.03683 0.0413 0.9991 0.8647 -2.750 -0.1585 0.04959 0.03847 0.0331 0.9991 0.8910 -2.500 -0.1031 0.05134 0.04035 0.0247 0.9991 0.9192 -2.250 -0.0497 0.05314 0.04228 0.0163 0.9991 0.9600 -2.000 -0.0268 0.05495 0.04350 0.0134 0.9991 1.0009 -1.750 -0.0124 0.05579 0.04416 0.0126 0.9991 1.0009 -1.500 0.0041 0.05698 0.04519 0.0115 0.9991 1.0009 -1.250 0.1531 0.05688 0.04505 -0.0160 0.9317 1.0009 -1.000 0.4681 0.04526 0.03332 -0.0582 0.7318 1.0009 -0.750 0.5657 0.04158 0.02890 -0.0658 0.6506 1.0009 -0.500 0.6000 0.04189 0.02872 -0.0659 0.6080 1.0009 -0.250 0.6354 0.04225 0.02856 -0.0664 0.5776 1.0009 0.000 0.6577 0.04343 0.02951 -0.0656 0.5556 1.0009 0.250 0.6777 0.04496 0.03093 -0.0649 0.5383 1.0009 0.500 0.7083 0.04602 0.03173 -0.0656 0.5266 1.0009 0.750 0.7208 0.04824 0.03404 -0.0643 0.5156 1.0009 1.000 0.7474 0.04963 0.03532 -0.0647 0.5080 1.0009 1.250 0.7612 0.05202 0.03772 -0.0637 0.5021 1.0009 1.500 0.7609 0.05546 0.04131 -0.0614 0.4975 1.0009 1.750 0.7586 0.05915 0.04510 -0.0589 0.4937 1.0009 2.000 0.7517 0.06329 0.04930 -0.0562 0.4909 1.0009 2.250 0.7335 0.06848 0.05454 -0.0529 0.4895 1.0009 2.500 0.6715 0.07731 0.06343 -0.0467 0.4916 1.0009 2.750 0.6064 0.08706 0.07317 -0.0428 0.4969 1.0009 3.000 0.5867 0.09323 0.07928 -0.0421 0.4999 1.0009 3.250 0.5820 0.09811 0.08411 -0.0422 0.5024 1.0009 3.500 0.5863 0.10238 0.08832 -0.0426 0.5047 1.0009 3.750 0.5338 0.11106 0.09696 -0.0423 0.5236 1.0009