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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1960 0.08128 0.06618 -0.0206 0.9996 1.0004 -2.750 -0.2105 0.07863 0.06336 -0.0209 0.9996 1.0004 -2.500 -0.1977 0.07655 0.05995 -0.0282 0.9996 1.0004 -2.250 -0.1659 0.07667 0.05784 -0.0350 0.9996 1.0004 -2.000 -0.1415 0.07744 0.05688 -0.0375 0.9996 1.0004 -1.750 -0.1206 0.07834 0.05641 -0.0388 0.9996 1.0004 -1.500 -0.1011 0.07930 0.05622 -0.0396 0.9996 1.0004 -1.250 -0.0824 0.08033 0.05621 -0.0402 0.9996 1.0004 -1.000 -0.0642 0.08140 0.05631 -0.0408 0.9996 1.0004 -0.750 -0.0463 0.08252 0.05657 -0.0412 0.9996 1.0004 -0.500 -0.0286 0.08368 0.05693 -0.0417 0.9996 1.0004 -0.250 -0.0111 0.08489 0.05739 -0.0421 0.9996 1.0004 0.000 0.0063 0.08614 0.05792 -0.0425 0.9996 1.0004 0.250 0.0236 0.08744 0.05857 -0.0429 0.9996 1.0004 0.500 0.0408 0.08879 0.05930 -0.0433 0.9996 1.0004 0.750 0.0579 0.09017 0.06011 -0.0437 0.9996 1.0004 1.000 0.0749 0.09160 0.06099 -0.0441 0.9996 1.0004 1.250 0.0918 0.09306 0.06192 -0.0446 0.9996 1.0004 1.500 0.1086 0.09456 0.06294 -0.0450 0.9996 1.0004 1.750 0.1253 0.09610 0.06402 -0.0455 0.9996 1.0004 2.000 0.1419 0.09767 0.06518 -0.0459 0.9996 1.0004 2.250 0.1583 0.09928 0.06637 -0.0464 0.9996 1.0004 2.500 0.1747 0.10093 0.06765 -0.0469 0.9996 1.0004 2.750 0.1909 0.10261 0.06898 -0.0474 0.9996 1.0004 3.000 0.2070 0.10433 0.07038 -0.0479 0.9996 1.0004 3.250 0.2230 0.10608 0.07182 -0.0485 0.9996 1.0004 3.500 0.2388 0.10786 0.07333 -0.0490 0.9996 1.0004 3.750 0.2546 0.10968 0.07489 -0.0496 0.9996 1.0004 4.000 0.2702 0.11154 0.07651 -0.0502 0.9996 1.0004 4.250 0.2857 0.11342 0.07818 -0.0508 0.9996 1.0004 4.500 0.3010 0.11534 0.07991 -0.0515 0.9996 1.0004 4.750 0.3162 0.11729 0.08168 -0.0521 0.9996 1.0004 5.000 0.3314 0.11928 0.08351 -0.0528 0.9996 1.0004