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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1843 0.04646 0.01959 -0.0226 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1710 0.04606 0.01871 -0.0210 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1432 0.04542 0.01697 -0.0178 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1288 0.04516 0.01632 -0.0162 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1142 0.04495 0.01575 -0.0146 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0994 0.04477 0.01525 -0.0130 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0844 0.04462 0.01483 -0.0113 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0694 0.04450 0.01448 -0.0097 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0544 0.04441 0.01420 -0.0080 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0393 0.04434 0.01399 -0.0063 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0241 0.04430 0.01385 -0.0046 1.0000 1.0000 0.000 -0.0090 0.04428 0.01368 -0.0030 1.0000 1.0000 0.250 0.0061 0.04429 0.01366 -0.0013 1.0000 1.0000 0.500 0.0212 0.04432 0.01371 0.0004 1.0000 1.0000 0.750 0.0363 0.04438 0.01382 0.0021 1.0000 1.0000 1.000 0.0513 0.04446 0.01401 0.0038 1.0000 1.0000 1.250 0.0662 0.04457 0.01428 0.0054 1.0000 1.0000 1.500 0.0810 0.04471 0.01461 0.0071 1.0000 1.0000 1.750 0.0957 0.04487 0.01512 0.0087 1.0000 1.0000 2.000 0.1102 0.04507 0.01556 0.0104 1.0000 1.0000 2.250 0.1245 0.04531 0.01608 0.0120 1.0000 1.0000 2.500 0.1387 0.04559 0.01668 0.0137 1.0000 1.0000 2.750 0.1525 0.04591 0.01737 0.0153 1.0000 1.0000 3.000 0.1660 0.04628 0.01815 0.0168 1.0000 1.0000 3.250 0.1791 0.04672 0.01903 0.0184 1.0000 1.0000 3.500 0.1916 0.04722 0.02002 0.0199 1.0000 1.0000 3.750 0.2034 0.04782 0.02113 0.0214 1.0000 1.0000 4.000 0.2142 0.04852 0.02235 0.0229 1.0000 1.0000 4.250 0.2239 0.04936 0.02407 0.0243 1.0000 1.0000 4.500 0.2320 0.05035 0.02556 0.0256 1.0000 1.0000 4.750 0.2385 0.05151 0.02719 0.0268 1.0000 1.0000 5.000 0.2438 0.05285 0.02894 0.0278 1.0000 1.0000