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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2591 0.06816 0.05878 -0.0505 0.9996 0.2196 -2.750 -0.2327 0.06717 0.05734 -0.0524 0.9996 0.2179 -2.500 -0.2076 0.06656 0.05631 -0.0537 0.9996 0.2186 -2.250 -0.1822 0.06628 0.05561 -0.0550 0.9996 0.2211 -2.000 -0.1564 0.06624 0.05511 -0.0561 0.9996 0.2248 -1.750 -0.1304 0.06639 0.05478 -0.0572 0.9996 0.2292 -1.500 -0.1054 0.06661 0.05472 -0.0581 0.9996 0.2346 -1.250 -0.0809 0.06701 0.05493 -0.0588 0.9996 0.2422 -1.000 -0.0555 0.06759 0.05519 -0.0595 0.9996 0.2524 -0.750 -0.0305 0.06815 0.05576 -0.0603 0.9996 0.2683 -0.500 -0.0039 0.06880 0.05648 -0.0613 0.9996 0.2963 -0.250 0.0326 0.06748 0.05801 -0.0626 0.9996 0.6366 0.000 0.0309 0.06645 0.05648 -0.0582 0.9996 1.0004 0.250 0.0511 0.06804 0.05735 -0.0584 0.9996 1.0004 0.500 0.0702 0.06966 0.05848 -0.0586 0.9996 1.0004 0.750 0.0887 0.07132 0.05974 -0.0590 0.9996 1.0004 1.000 0.1069 0.07302 0.06109 -0.0594 0.9996 1.0004 1.250 0.1248 0.07476 0.06252 -0.0598 0.9996 1.0004 1.500 0.1424 0.07655 0.06402 -0.0603 0.9996 1.0004 1.750 0.1598 0.07838 0.06559 -0.0608 0.9996 1.0004 2.000 0.1769 0.08025 0.06721 -0.0613 0.9996 1.0004 2.250 0.1938 0.08216 0.06890 -0.0618 0.9996 1.0004 2.500 0.2105 0.08411 0.07064 -0.0623 0.9996 1.0004 2.750 0.2270 0.08610 0.07245 -0.0629 0.9996 1.0004 3.000 0.2433 0.08814 0.07431 -0.0635 0.9996 1.0004 3.250 0.2594 0.09021 0.07622 -0.0641 0.9996 1.0004 3.500 0.2752 0.09233 0.07819 -0.0647 0.9996 1.0004 3.750 0.2909 0.09448 0.08022 -0.0654 0.9996 1.0004 4.000 0.3064 0.09668 0.08229 -0.0660 0.9996 1.0004 4.250 0.3216 0.09891 0.08442 -0.0667 0.9996 1.0004 4.500 0.3367 0.10119 0.08659 -0.0674 0.9996 1.0004 4.750 0.3517 0.10350 0.08882 -0.0681 0.9996 1.0004 5.000 0.3664 0.10586 0.09110 -0.0688 0.9996 1.0004