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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.2274 0.06538 0.05576 -0.0539 0.9996 0.1947 -2.500 -0.2013 0.06478 0.05465 -0.0552 0.9996 0.1931 -2.250 -0.1767 0.06447 0.05396 -0.0562 0.9996 0.1930 -2.000 -0.1526 0.06445 0.05361 -0.0569 0.9996 0.1946 -1.750 -0.1285 0.06470 0.05358 -0.0577 0.9996 0.1983 -1.500 -0.1043 0.06513 0.05371 -0.0584 0.9996 0.2035 -1.250 -0.0796 0.06572 0.05392 -0.0590 0.9996 0.2098 -1.000 -0.0556 0.06631 0.05445 -0.0597 0.9996 0.2180 -0.750 -0.0311 0.06710 0.05505 -0.0604 0.9996 0.2289 -0.500 -0.0061 0.06789 0.05588 -0.0613 0.9996 0.2448 -0.250 0.0211 0.06874 0.05689 -0.0626 0.9996 0.2764 0.000 0.0414 0.06655 0.05773 -0.0613 0.9996 0.8799 0.250 0.0542 0.06725 0.05757 -0.0599 0.9996 1.0004 0.500 0.0736 0.06889 0.05868 -0.0601 0.9996 1.0004 0.750 0.0922 0.07057 0.05995 -0.0604 0.9996 1.0004 1.000 0.1105 0.07229 0.06132 -0.0608 0.9996 1.0004 1.250 0.1284 0.07405 0.06279 -0.0612 0.9996 1.0004 1.500 0.1461 0.07586 0.06432 -0.0616 0.9996 1.0004 1.750 0.1634 0.07771 0.06592 -0.0621 0.9996 1.0004 2.000 0.1806 0.07960 0.06757 -0.0626 0.9996 1.0004 2.250 0.1975 0.08153 0.06930 -0.0631 0.9996 1.0004 2.500 0.2142 0.08351 0.07108 -0.0637 0.9996 1.0004 2.750 0.2306 0.08552 0.07291 -0.0643 0.9996 1.0004 3.000 0.2469 0.08758 0.07480 -0.0649 0.9996 1.0004 3.250 0.2629 0.08968 0.07675 -0.0655 0.9996 1.0004 3.500 0.2788 0.09183 0.07875 -0.0661 0.9996 1.0004 3.750 0.2944 0.09401 0.08081 -0.0667 0.9996 1.0004 4.000 0.3099 0.09623 0.08291 -0.0674 0.9996 1.0004 4.250 0.3441 0.09949 0.08605 -0.0721 0.9868 1.0004 4.500 0.3892 0.10353 0.08996 -0.0786 0.9574 1.0004 4.750 0.4307 0.10766 0.09398 -0.0840 0.9296 1.0004