XFOIL Version 6.99 Calculated polar for: kt 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.000 e 6 Ncrit = 9.000 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr Top_Itr Bot_Itr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -------- -------- 1.000 0.5792 0.00000 -0.00212 -0.1085 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 2.000 0.6994 0.00000 -0.00215 -0.1102 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 3.000 0.8194 0.00000 -0.00222 -0.1118 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 4.000 0.9391 0.00000 -0.00233 -0.1135 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 5.000 1.0586 0.00000 -0.00248 -0.1152 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 6.000 1.1777 0.00000 -0.00268 -0.1169 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 7.000 1.2964 0.00000 -0.00292 -0.1185 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 8.000 1.4148 0.00000 -0.00321 -0.1202 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 9.000 1.5328 0.00000 -0.00353 -0.1219 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 10.000 1.6503 0.00000 -0.00390 -0.1236 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 11.000 1.7673 0.00000 -0.00431 -0.1253 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 12.000 1.8838 0.00000 -0.00475 -0.1269 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 13.000 1.9998 0.00000 -0.00523 -0.1286 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 14.000 2.1151 0.00000 -0.00575 -0.1302 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 15.000 2.2298 0.00000 -0.00631 -0.1318 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 16.000 2.3439 0.00000 -0.00690 -0.1334 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 17.000 2.4573 0.00000 -0.00752 -0.1350 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 18.000 2.5700 0.00000 -0.00817 -0.1366 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 19.000 2.6819 0.00000 -0.00886 -0.1381 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 20.000 2.7930 0.00000 -0.00957 -0.1396 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000