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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2760 0.07304 0.06278 -0.0439 0.9996 0.3042 -2.750 -0.2469 0.07192 0.06116 -0.0469 0.9996 0.3042 -2.500 -0.2185 0.07110 0.05985 -0.0493 0.9996 0.3062 -2.250 -0.1902 0.07055 0.05879 -0.0515 0.9996 0.3106 -2.000 -0.1619 0.07023 0.05795 -0.0535 0.9996 0.3181 -1.750 -0.1370 0.07000 0.05752 -0.0545 0.9996 0.3303 -1.500 -0.1104 0.06996 0.05723 -0.0557 0.9996 0.3467 -1.250 -0.0837 0.06998 0.05714 -0.0568 0.9996 0.3704 -1.000 -0.0557 0.06995 0.05718 -0.0579 0.9996 0.4091 -0.750 -0.0242 0.06895 0.05742 -0.0586 0.9996 0.5256 -0.500 -0.0192 0.06605 0.05498 -0.0537 0.9996 1.0004 -0.250 0.0039 0.06756 0.05529 -0.0540 0.9996 1.0004 0.000 0.0238 0.06905 0.05610 -0.0543 0.9996 1.0004 0.250 0.0430 0.07059 0.05707 -0.0546 0.9996 1.0004 0.500 0.0616 0.07216 0.05818 -0.0550 0.9996 1.0004 0.750 0.0799 0.07377 0.05937 -0.0554 0.9996 1.0004 1.000 0.0980 0.07542 0.06065 -0.0558 0.9996 1.0004 1.250 0.1157 0.07711 0.06198 -0.0563 0.9996 1.0004 1.500 0.1333 0.07884 0.06339 -0.0568 0.9996 1.0004 1.750 0.1506 0.08061 0.06487 -0.0573 0.9996 1.0004 2.000 0.1677 0.08242 0.06641 -0.0578 0.9996 1.0004 2.250 0.1847 0.08428 0.06800 -0.0583 0.9996 1.0004 2.500 0.2014 0.08617 0.06966 -0.0589 0.9996 1.0004 2.750 0.2179 0.08810 0.07138 -0.0594 0.9996 1.0004 3.000 0.2342 0.09007 0.07315 -0.0600 0.9996 1.0004 3.250 0.2503 0.09208 0.07498 -0.0606 0.9996 1.0004 3.500 0.2662 0.09413 0.07686 -0.0612 0.9996 1.0004 3.750 0.2819 0.09622 0.07880 -0.0618 0.9996 1.0004 4.000 0.2975 0.09835 0.08079 -0.0625 0.9996 1.0004 4.250 0.3128 0.10052 0.08283 -0.0631 0.9996 1.0004 4.500 0.3280 0.10273 0.08493 -0.0638 0.9996 1.0004 4.750 0.3430 0.10497 0.08708 -0.0645 0.9996 1.0004 5.000 0.3578 0.10725 0.08927 -0.0652 0.9996 1.0004