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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0269 0.07753 0.04551 -0.0006 0.9991 1.0009 -2.750 -0.0174 0.07798 0.04570 0.0007 0.9991 1.0009 -2.500 -0.0073 0.07851 0.04597 0.0020 0.9991 1.0009 -2.250 0.0031 0.07914 0.04637 0.0031 0.9991 1.0009 -2.000 0.0139 0.07986 0.04689 0.0041 0.9991 1.0009 -1.750 0.0248 0.08068 0.04752 0.0051 0.9991 1.0009 -1.500 0.0358 0.08159 0.04826 0.0059 0.9991 1.0009 -1.250 0.0467 0.08260 0.04914 0.0067 0.9991 1.0009 -1.000 0.0575 0.08371 0.05012 0.0074 0.9991 1.0009 -0.750 0.0680 0.08495 0.05126 0.0080 0.9991 1.0009 -0.500 0.0781 0.08631 0.05255 0.0084 0.9991 1.0009 -0.250 0.0877 0.08781 0.05401 0.0088 0.9991 1.0009 0.000 0.0966 0.08948 0.05563 0.0090 0.9991 1.0009 0.250 0.1045 0.09134 0.05748 0.0091 0.9991 1.0009 0.500 0.1113 0.09340 0.05953 0.0091 0.9991 1.0009 0.750 0.1171 0.09568 0.06181 0.0089 0.9991 1.0009 1.000 0.1220 0.09814 0.06425 0.0086 0.9991 1.0009 1.250 0.1261 0.10078 0.06685 0.0080 0.9991 1.0009 1.500 0.1303 0.10350 0.06951 0.0074 0.9991 1.0009 1.750 0.1348 0.10626 0.07219 0.0067 0.9991 1.0009 2.000 0.1400 0.10900 0.07483 0.0059 0.9991 1.0009 2.250 0.1462 0.11170 0.07743 0.0050 0.9991 1.0009 2.500 0.1528 0.11439 0.08000 0.0041 0.9991 1.0009 2.750 0.1604 0.11703 0.08252 0.0033 0.9991 1.0009 3.000 0.1685 0.11960 0.08498 0.0023 0.9991 1.0009 3.250 0.1772 0.12217 0.08744 0.0014 0.9991 1.0009 3.500 0.1863 0.12472 0.08989 0.0005 0.9991 1.0009 3.750 0.1958 0.12726 0.09232 -0.0005 0.9991 1.0009 4.000 0.2056 0.12977 0.09473 -0.0014 0.9991 1.0009 4.250 0.2158 0.13228 0.09713 -0.0024 0.9991 1.0009 4.500 0.2261 0.13478 0.09954 -0.0034 0.9991 1.0009 4.750 0.2367 0.13729 0.10197 -0.0044 0.9991 1.0009 5.000 0.2476 0.13976 0.10435 -0.0054 0.9991 1.0009