XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Voyager1 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 -0.1920 0.05342 0.01848 -0.0178 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1752 0.05304 0.01744 -0.0167 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1583 0.05272 0.01650 -0.0155 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1412 0.05243 0.01566 -0.0143 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1240 0.05219 0.01493 -0.0131 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1067 0.05199 0.01430 -0.0119 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0894 0.05182 0.01376 -0.0106 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0722 0.05168 0.01331 -0.0094 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0549 0.05158 0.01277 -0.0081 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0378 0.05150 0.01247 -0.0068 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0206 0.05146 0.01225 -0.0054 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0035 0.05144 0.01213 -0.0041 1.0000 1.0000 0.000 0.0135 0.05145 0.01208 -0.0027 1.0000 1.0000 0.250 0.0304 0.05148 0.01213 -0.0013 1.0000 1.0000 0.500 0.0472 0.05155 0.01226 0.0001 1.0000 1.0000 0.750 0.0638 0.05164 0.01252 0.0015 1.0000 1.0000 1.000 0.0804 0.05176 0.01279 0.0029 1.0000 1.0000 1.250 0.0968 0.05192 0.01315 0.0043 1.0000 1.0000 1.500 0.1130 0.05210 0.01360 0.0058 1.0000 1.0000 1.750 0.1290 0.05232 0.01413 0.0072 1.0000 1.0000 2.000 0.1448 0.05258 0.01475 0.0086 1.0000 1.0000 2.250 0.1604 0.05287 0.01545 0.0100 1.0000 1.0000 2.500 0.1756 0.05321 0.01645 0.0114 1.0000 1.0000 2.750 0.1905 0.05359 0.01731 0.0128 1.0000 1.0000 3.000 0.2050 0.05402 0.01826 0.0142 1.0000 1.0000 3.250 0.2190 0.05451 0.01932 0.0156 1.0000 1.0000 3.500 0.2326 0.05507 0.02047 0.0169 1.0000 1.0000 3.750 0.2455 0.05570 0.02174 0.0182 1.0000 1.0000 4.000 0.2577 0.05642 0.02311 0.0195 1.0000 1.0000 4.250 0.2691 0.05723 0.02459 0.0208 1.0000 1.0000 4.500 0.2795 0.05816 0.02619 0.0220 1.0000 1.0000 4.750 0.2888 0.05921 0.02791 0.0231 1.0000 1.0000 5.000 0.2970 0.06040 0.02974 0.0241 1.0000 1.0000