XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: STRAND AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3113 0.07816 0.06692 -0.0273 0.9996 0.4449 -2.750 -0.2822 0.07662 0.06505 -0.0309 0.9996 0.4514 -2.500 -0.2528 0.07538 0.06345 -0.0342 0.9996 0.4629 -2.250 -0.2242 0.07431 0.06209 -0.0368 0.9996 0.4794 -2.000 -0.1955 0.07339 0.06096 -0.0391 0.9996 0.5034 -1.750 -0.1673 0.07250 0.06000 -0.0408 0.9996 0.5381 -1.500 -0.1422 0.07139 0.05918 -0.0408 0.9996 0.5928 -1.250 -0.1235 0.06942 0.05826 -0.0379 0.9996 0.7042 -1.000 -0.0690 0.06730 0.05432 -0.0480 0.9996 1.0004 -0.750 -0.0435 0.06872 0.05425 -0.0491 0.9996 1.0004 -0.500 -0.0228 0.07009 0.05473 -0.0495 0.9996 1.0004 -0.250 -0.0032 0.07149 0.05541 -0.0499 0.9996 1.0004 0.000 0.0158 0.07292 0.05622 -0.0503 0.9996 1.0004 0.250 0.0344 0.07439 0.05713 -0.0507 0.9996 1.0004 0.500 0.0527 0.07591 0.05814 -0.0511 0.9996 1.0004 0.750 0.0708 0.07746 0.05924 -0.0515 0.9996 1.0004 1.000 0.0886 0.07905 0.06041 -0.0520 0.9996 1.0004 1.250 0.1062 0.08068 0.06163 -0.0525 0.9996 1.0004 1.500 0.1237 0.08234 0.06294 -0.0529 0.9996 1.0004 1.750 0.1409 0.08405 0.06431 -0.0534 0.9996 1.0004 2.000 0.1580 0.08580 0.06574 -0.0539 0.9996 1.0004 2.250 0.1748 0.08758 0.06723 -0.0545 0.9996 1.0004 2.500 0.1915 0.08941 0.06878 -0.0550 0.9996 1.0004 2.750 0.2080 0.09127 0.07039 -0.0556 0.9996 1.0004 3.000 0.2244 0.09317 0.07207 -0.0561 0.9996 1.0004 3.250 0.2405 0.09511 0.07378 -0.0567 0.9996 1.0004 3.500 0.2565 0.09708 0.07557 -0.0573 0.9996 1.0004 3.750 0.2723 0.09910 0.07740 -0.0579 0.9996 1.0004 4.000 0.2879 0.10115 0.07929 -0.0586 0.9996 1.0004 4.250 0.3033 0.10324 0.08123 -0.0592 0.9996 1.0004 4.500 0.3186 0.10536 0.08322 -0.0599 0.9996 1.0004 4.750 0.3337 0.10752 0.08527 -0.0605 0.9996 1.0004 5.000 0.3486 0.10972 0.08736 -0.0612 0.9996 1.0004