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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3943 0.08333 0.07183 0.0185 0.9996 0.6801 -2.750 -0.3740 0.08104 0.06945 0.0162 0.9996 0.7009 -2.500 -0.3517 0.07886 0.06722 0.0139 0.9996 0.7309 -2.250 -0.3263 0.07674 0.06521 0.0126 0.9996 0.7771 -2.000 -0.1965 0.07335 0.06207 -0.0136 0.9996 1.0004 -1.750 -0.1962 0.07023 0.05860 -0.0190 0.9996 1.0004 -1.500 -0.1126 0.07048 0.05480 -0.0424 0.9996 1.0004 -1.250 -0.0873 0.07171 0.05450 -0.0439 0.9996 1.0004 -1.000 -0.0662 0.07292 0.05463 -0.0446 0.9996 1.0004 -0.750 -0.0465 0.07416 0.05496 -0.0451 0.9996 1.0004 -0.500 -0.0275 0.07544 0.05545 -0.0456 0.9996 1.0004 -0.250 -0.0088 0.07675 0.05606 -0.0460 0.9996 1.0004 0.000 0.0095 0.07811 0.05678 -0.0465 0.9996 1.0004 0.250 0.0276 0.07951 0.05757 -0.0469 0.9996 1.0004 0.500 0.0454 0.08094 0.05846 -0.0473 0.9996 1.0004 0.750 0.0631 0.08242 0.05943 -0.0478 0.9996 1.0004 1.000 0.0806 0.08393 0.06047 -0.0482 0.9996 1.0004 1.250 0.0980 0.08548 0.06156 -0.0487 0.9996 1.0004 1.500 0.1152 0.08707 0.06274 -0.0491 0.9996 1.0004 1.750 0.1322 0.08870 0.06398 -0.0496 0.9996 1.0004 2.000 0.1491 0.09036 0.06528 -0.0501 0.9996 1.0004 2.250 0.1658 0.09207 0.06664 -0.0506 0.9996 1.0004 2.500 0.1824 0.09382 0.06807 -0.0511 0.9996 1.0004 2.750 0.1988 0.09560 0.06957 -0.0517 0.9996 1.0004 3.000 0.2151 0.09742 0.07112 -0.0522 0.9996 1.0004 3.250 0.2312 0.09928 0.07272 -0.0528 0.9996 1.0004 3.500 0.2472 0.10117 0.07439 -0.0534 0.9996 1.0004 3.750 0.2630 0.10311 0.07611 -0.0540 0.9996 1.0004 4.000 0.2786 0.10507 0.07788 -0.0546 0.9996 1.0004 4.250 0.2942 0.10707 0.07971 -0.0552 0.9996 1.0004 4.500 0.3095 0.10911 0.08159 -0.0559 0.9996 1.0004 4.750 0.3247 0.11118 0.08352 -0.0566 0.9996 1.0004 5.000 0.3398 0.11329 0.08550 -0.0572 0.9996 1.0004