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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1882 0.04327 0.01641 -0.0196 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1711 0.04294 0.01548 -0.0184 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1540 0.04265 0.01464 -0.0171 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1367 0.04240 0.01391 -0.0159 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1194 0.04219 0.01327 -0.0146 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1021 0.04202 0.01272 -0.0132 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0849 0.04187 0.01225 -0.0118 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0678 0.04176 0.01187 -0.0104 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0507 0.04167 0.01142 -0.0090 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0337 0.04161 0.01116 -0.0075 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0169 0.04157 0.01098 -0.0061 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0001 0.04156 0.01088 -0.0046 1.0000 1.0000 0.000 0.0166 0.04157 0.01085 -0.0030 1.0000 1.0000 0.250 0.0332 0.04161 0.01089 -0.0015 1.0000 1.0000 0.500 0.0497 0.04167 0.01101 0.0001 1.0000 1.0000 0.750 0.0661 0.04175 0.01124 0.0016 1.0000 1.0000 1.000 0.0823 0.04186 0.01149 0.0032 1.0000 1.0000 1.250 0.0984 0.04200 0.01182 0.0047 1.0000 1.0000 1.500 0.1143 0.04217 0.01222 0.0063 1.0000 1.0000 1.750 0.1299 0.04237 0.01269 0.0079 1.0000 1.0000 2.000 0.1453 0.04260 0.01325 0.0095 1.0000 1.0000 2.250 0.1604 0.04286 0.01388 0.0111 1.0000 1.0000 2.500 0.1751 0.04317 0.01477 0.0127 1.0000 1.0000 2.750 0.1895 0.04352 0.01554 0.0143 1.0000 1.0000 3.000 0.2034 0.04392 0.01642 0.0159 1.0000 1.0000 3.250 0.2168 0.04439 0.01738 0.0174 1.0000 1.0000 3.500 0.2296 0.04492 0.01846 0.0189 1.0000 1.0000 3.750 0.2415 0.04554 0.01964 0.0204 1.0000 1.0000 4.000 0.2525 0.04627 0.02095 0.0219 1.0000 1.0000 4.250 0.2622 0.04712 0.02238 0.0233 1.0000 1.0000 4.500 0.2703 0.04814 0.02396 0.0245 1.0000 1.0000 4.750 0.2768 0.04933 0.02568 0.0257 1.0000 1.0000 5.000 0.2818 0.05072 0.02753 0.0266 1.0000 1.0000