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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2628 0.07032 0.06037 -0.0490 0.9996 0.2534 -2.750 -0.2372 0.06938 0.05903 -0.0508 0.9996 0.2545 -2.500 -0.2115 0.06871 0.05798 -0.0523 0.9996 0.2564 -2.250 -0.1856 0.06829 0.05715 -0.0538 0.9996 0.2592 -2.000 -0.1594 0.06808 0.05650 -0.0551 0.9996 0.2628 -1.750 -0.1328 0.06808 0.05606 -0.0563 0.9996 0.2681 -1.500 -0.1063 0.06824 0.05582 -0.0574 0.9996 0.2754 -1.250 -0.0814 0.06848 0.05591 -0.0582 0.9996 0.2872 -1.000 -0.0556 0.06884 0.05615 -0.0591 0.9996 0.3057 -0.500 0.0041 0.06896 0.05735 -0.0618 0.9996 0.4371 -0.250 0.0062 0.06600 0.05566 -0.0563 0.9996 1.0004 0.000 0.0279 0.06754 0.05622 -0.0564 0.9996 1.0004 0.250 0.0474 0.06910 0.05718 -0.0567 0.9996 1.0004 0.500 0.0662 0.07070 0.05831 -0.0570 0.9996 1.0004 0.750 0.0847 0.07233 0.05954 -0.0574 0.9996 1.0004 1.000 0.1028 0.07401 0.06086 -0.0578 0.9996 1.0004 1.250 0.1207 0.07573 0.06225 -0.0582 0.9996 1.0004 1.500 0.1382 0.07749 0.06371 -0.0587 0.9996 1.0004 1.750 0.1556 0.07930 0.06524 -0.0592 0.9996 1.0004 2.000 0.1727 0.08114 0.06682 -0.0597 0.9996 1.0004 2.250 0.1896 0.08302 0.06847 -0.0602 0.9996 1.0004 2.500 0.2063 0.08495 0.07018 -0.0608 0.9996 1.0004 2.750 0.2228 0.08691 0.07194 -0.0613 0.9996 1.0004 3.000 0.2391 0.08892 0.07376 -0.0619 0.9996 1.0004 3.250 0.2552 0.09097 0.07564 -0.0625 0.9996 1.0004 3.500 0.2711 0.09305 0.07757 -0.0631 0.9996 1.0004 3.750 0.2868 0.09518 0.07956 -0.0638 0.9996 1.0004 4.000 0.3023 0.09735 0.08159 -0.0644 0.9996 1.0004 4.250 0.3176 0.09955 0.08368 -0.0651 0.9996 1.0004 4.500 0.3327 0.10179 0.08582 -0.0658 0.9996 1.0004 4.750 0.3477 0.10408 0.08801 -0.0665 0.9996 1.0004 5.000 0.3625 0.10640 0.09026 -0.0672 0.9996 1.0004