XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: tilt 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2506 0.04327 0.03003 -0.0329 0.9998 1.0002 0.250 0.2708 0.04434 0.03112 -0.0328 0.9998 1.0002 0.500 0.2854 0.04613 0.03313 -0.0333 0.9998 1.0002 0.750 0.4920 0.04915 0.03597 -0.0717 0.7886 1.0002 1.000 0.5613 0.04897 0.03542 -0.0775 0.7337 1.0002 1.250 0.6036 0.04977 0.03592 -0.0798 0.7007 1.0002 1.500 0.6358 0.05121 0.03713 -0.0812 0.6766 1.0002 1.750 0.6662 0.05273 0.03843 -0.0823 0.6570 1.0002 2.000 0.6981 0.05395 0.03942 -0.0831 0.6385 1.0002 2.250 0.7336 0.05472 0.03994 -0.0837 0.6202 1.0002 2.500 0.7296 0.05876 0.04399 -0.0825 0.6082 1.0002 2.750 0.7568 0.06051 0.04557 -0.0831 0.5964 1.0002 3.000 0.7454 0.06573 0.05082 -0.0825 0.5924 1.0002 3.250 0.7355 0.07097 0.05605 -0.0822 0.5907 1.0002 3.500 0.7224 0.07634 0.06139 -0.0818 0.5911 1.0002 3.750 0.7118 0.08158 0.06659 -0.0816 0.5930 1.0002 4.000 0.7086 0.08639 0.07134 -0.0821 0.5955 1.0002 4.250 0.7127 0.09086 0.07576 -0.0831 0.5985 1.0002 4.500 0.6775 0.09700 0.08191 -0.0822 0.6106 1.0002 4.750 0.6826 0.10149 0.08635 -0.0836 0.6179 1.0002 5.000 0.6607 0.10658 0.09144 -0.0835 0.6345 1.0002