XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: mta1 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3019 0.04941 0.04065 -0.0183 1.0000 0.3137 -2.750 -0.2538 0.04612 0.03679 -0.0247 1.0000 0.2736 -2.500 -0.2113 0.04337 0.03351 -0.0284 1.0000 0.2466 -2.250 -0.1741 0.04107 0.03081 -0.0301 1.0000 0.2293 -2.000 -0.1376 0.03920 0.02851 -0.0312 1.0000 0.2161 -1.750 -0.1030 0.03739 0.02639 -0.0316 1.0000 0.2081 -1.500 -0.0680 0.03602 0.02465 -0.0316 1.0000 0.2035 -1.250 -0.0343 0.03477 0.02326 -0.0312 1.0000 0.2023 -1.000 -0.0007 0.03353 0.02215 -0.0305 1.0000 0.2026 -0.750 0.0349 0.03232 0.02135 -0.0297 1.0000 0.2037 -0.500 0.0635 0.03029 0.02010 -0.0275 0.7440 0.2056 0.000 0.2444 0.03130 0.01821 -0.0455 0.3299 0.2925 0.250 0.2835 0.02992 0.01819 -0.0447 0.3200 1.0000 0.500 0.3288 0.03112 0.01856 -0.0457 0.3131 1.0000 0.750 0.3728 0.03233 0.01925 -0.0472 0.3082 1.0000 1.000 0.4152 0.03369 0.02025 -0.0488 0.3035 1.0000 1.250 0.4557 0.03533 0.02159 -0.0505 0.2982 1.0000 1.500 0.4930 0.03688 0.02313 -0.0517 0.2952 1.0000 1.750 0.5299 0.03860 0.02494 -0.0530 0.2954 1.0000 2.000 0.5641 0.04046 0.02695 -0.0539 0.2979 1.0000 2.250 0.5953 0.04216 0.02904 -0.0545 0.3040 1.0000 2.500 0.6246 0.04438 0.03151 -0.0550 0.3109 1.0000 2.750 0.6524 0.04707 0.03422 -0.0553 0.3169 1.0000 3.000 0.6783 0.04919 0.03688 -0.0562 0.3285 1.0000 3.250 0.7030 0.05215 0.03993 -0.0566 0.3357 1.0000 3.500 0.7241 0.05481 0.04303 -0.0579 0.3497 1.0000 3.750 0.7443 0.05795 0.04649 -0.0595 0.3666 1.0000 4.000 0.7625 0.06164 0.05050 -0.0624 0.3925 1.0000 4.250 0.7733 0.06579 0.05503 -0.0674 0.4314 1.0000 4.500 0.7740 0.07073 0.06027 -0.0746 0.4838 1.0000 4.750 0.7358 0.07647 0.06613 -0.0821 0.5474 1.0000 5.000 0.6812 0.08231 0.07192 -0.0883 0.6267 1.0000