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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0397 0.06703 0.04294 0.0018 0.9991 1.0009 -2.750 -0.0300 0.06752 0.04317 0.0030 0.9991 1.0009 -2.500 -0.0194 0.06812 0.04352 0.0041 0.9991 1.0009 -2.250 -0.0081 0.06883 0.04400 0.0050 0.9991 1.0009 -2.000 0.0035 0.06965 0.04462 0.0059 0.9991 1.0009 -1.750 0.0154 0.07057 0.04537 0.0066 0.9991 1.0009 -1.500 0.0274 0.07159 0.04625 0.0072 0.9991 1.0009 -1.250 0.0392 0.07274 0.04727 0.0078 0.9991 1.0009 -1.000 0.0506 0.07401 0.04845 0.0082 0.9991 1.0009 -0.750 0.0614 0.07545 0.04983 0.0085 0.9991 1.0009 -0.500 0.0713 0.07709 0.05144 0.0087 0.9991 1.0009 -0.250 0.0796 0.07899 0.05334 0.0087 0.9991 1.0009 0.000 0.0859 0.08122 0.05559 0.0085 0.9991 1.0009 0.250 0.0895 0.08389 0.05830 0.0081 0.9991 1.0009 0.500 0.0906 0.08697 0.06140 0.0074 0.9991 1.0009 0.750 0.0911 0.09026 0.06466 0.0065 0.9991 1.0009 1.000 0.0933 0.09347 0.06781 0.0055 0.9991 1.0009 1.250 0.0971 0.09659 0.07084 0.0045 0.9991 1.0009 1.500 0.1025 0.09959 0.07373 0.0035 0.9991 1.0009 1.750 0.1092 0.10250 0.07653 0.0024 0.9991 1.0009 2.000 0.1169 0.10533 0.07923 0.0014 0.9991 1.0009 2.250 0.1254 0.10809 0.08188 0.0004 0.9991 1.0009 2.500 0.1343 0.11085 0.08452 -0.0006 0.9991 1.0009 2.750 0.1440 0.11356 0.08711 -0.0016 0.9991 1.0009 3.000 0.1541 0.11622 0.08965 -0.0026 0.9991 1.0009 3.250 0.1645 0.11889 0.09220 -0.0036 0.9991 1.0009 3.500 0.1752 0.12154 0.09475 -0.0046 0.9991 1.0009 3.750 0.1861 0.12420 0.09730 -0.0056 0.9991 1.0009 4.000 0.1972 0.12684 0.09984 -0.0066 0.9991 1.0009 4.250 0.2086 0.12947 0.10238 -0.0076 0.9991 1.0009 4.500 0.2201 0.13211 0.10492 -0.0086 0.9991 1.0009 4.750 0.2316 0.13478 0.10751 -0.0097 0.9991 1.0009 5.000 0.2434 0.13738 0.11004 -0.0107 0.9991 1.0009