XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: voyager2 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 -0.1882 0.05671 0.02164 -0.0207 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1746 0.05627 0.02068 -0.0194 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1606 0.05589 0.01953 -0.0179 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1462 0.05556 0.01873 -0.0165 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1315 0.05527 0.01799 -0.0150 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1166 0.05502 0.01733 -0.0135 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1016 0.05482 0.01676 -0.0120 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0864 0.05464 0.01628 -0.0105 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0711 0.05450 0.01587 -0.0090 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0557 0.05440 0.01555 -0.0075 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0401 0.05432 0.01531 -0.0060 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0246 0.05427 0.01514 -0.0045 1.0000 1.0000 0.000 -0.0090 0.05425 0.01494 -0.0030 1.0000 1.0000 0.250 0.0065 0.05426 0.01491 -0.0015 1.0000 1.0000 0.500 0.0220 0.05429 0.01496 0.0000 1.0000 1.0000 0.750 0.0374 0.05436 0.01509 0.0015 1.0000 1.0000 1.000 0.0528 0.05446 0.01531 0.0031 1.0000 1.0000 1.250 0.0680 0.05458 0.01561 0.0046 1.0000 1.0000 1.500 0.0831 0.05474 0.01600 0.0061 1.0000 1.0000 1.750 0.0981 0.05494 0.01658 0.0076 1.0000 1.0000 2.000 0.1129 0.05517 0.01708 0.0091 1.0000 1.0000 2.250 0.1275 0.05544 0.01767 0.0105 1.0000 1.0000 2.500 0.1419 0.05575 0.01834 0.0120 1.0000 1.0000 2.750 0.1561 0.05610 0.01911 0.0135 1.0000 1.0000 3.000 0.1699 0.05651 0.01997 0.0149 1.0000 1.0000 3.250 0.1834 0.05698 0.02093 0.0163 1.0000 1.0000 3.500 0.1965 0.05751 0.02199 0.0177 1.0000 1.0000 3.750 0.2091 0.05811 0.02315 0.0191 1.0000 1.0000 4.000 0.2210 0.05879 0.02441 0.0204 1.0000 1.0000 4.250 0.2324 0.05957 0.02623 0.0217 1.0000 1.0000 4.500 0.2427 0.06045 0.02770 0.0229 1.0000 1.0000 4.750 0.2521 0.06144 0.02928 0.0241 1.0000 1.0000 5.000 0.2607 0.06255 0.03097 0.0252 1.0000 1.0000