XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 3210 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.010 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -5.000 -0.3412 0.07899 0.06513 0.0138 1.0000 0.5924 -4.800 -0.3499 0.07703 0.06333 0.0140 1.0000 0.5853 -4.600 -0.3492 0.07459 0.06102 0.0136 1.0000 0.5809 -4.400 -0.3521 0.07230 0.05886 0.0134 1.0000 0.5760 -4.200 -0.3582 0.07011 0.05680 0.0129 1.0000 0.5708 -4.000 -0.3574 0.06768 0.05441 0.0122 1.0000 0.5678 -3.800 -0.3531 0.06516 0.05194 0.0112 1.0000 0.5667 -3.600 -0.3478 0.06267 0.04945 0.0101 1.0000 0.5675 -3.400 -0.3390 0.06017 0.04697 0.0092 1.0000 0.5718 -3.200 -0.3273 0.05775 0.04453 0.0086 1.0000 0.5803 -3.000 -0.3159 0.05538 0.04211 0.0075 1.0000 0.5897 -2.800 -0.3015 0.05307 0.03971 0.0067 1.0000 0.6027 -2.600 -0.2849 0.05082 0.03743 0.0060 1.0000 0.6184 -2.400 -0.2678 0.04867 0.03525 0.0054 1.0000 0.6405 -2.200 -0.2504 0.04666 0.03338 0.0063 1.0000 0.6747 -2.000 -0.2292 0.04462 0.03156 0.0074 1.0000 0.7254 -1.600 -0.0602 0.03751 0.02203 -0.0283 1.0000 1.0000 -1.400 -0.0388 0.03765 0.02093 -0.0285 1.0000 1.0000 -1.200 -0.0215 0.03784 0.02023 -0.0278 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0060 0.03806 0.01972 -0.0269 1.0000 1.0000 -0.800 0.0085 0.03830 0.01936 -0.0260 1.0000 1.0000 -0.600 0.0225 0.03857 0.01910 -0.0252 1.0000 1.0000 -0.400 0.0362 0.03887 0.01891 -0.0244 1.0000 1.0000 -0.200 0.0495 0.03922 0.01884 -0.0237 1.0000 1.0000 0.000 0.0626 0.03960 0.01885 -0.0231 1.0000 1.0000 0.200 0.0755 0.04004 0.01895 -0.0226 1.0000 1.0000 0.400 0.0881 0.04052 0.01914 -0.0221 1.0000 1.0000 0.600 0.1005 0.04106 0.01941 -0.0216 1.0000 1.0000 0.800 0.1125 0.04165 0.01976 -0.0213 1.0000 1.0000 1.000 0.1242 0.04231 0.02016 -0.0210 1.0000 1.0000 1.200 0.1355 0.04303 0.02069 -0.0208 1.0000 1.0000 1.400 0.1465 0.04382 0.02130 -0.0207 1.0000 1.0000 1.600 0.1571 0.04469 0.02201 -0.0207 1.0000 1.0000 1.800 0.1673 0.04563 0.02280 -0.0208 1.0000 1.0000 2.000 0.1771 0.04665 0.02369 -0.0209 1.0000 1.0000 2.200 0.1866 0.04774 0.02467 -0.0211 1.0000 1.0000 2.400 0.1957 0.04891 0.02571 -0.0215 1.0000 1.0000 2.600 0.2046 0.05015 0.02685 -0.0218 1.0000 1.0000 2.800 0.2133 0.05145 0.02807 -0.0223 1.0000 1.0000 3.000 0.2218 0.05282 0.02935 -0.0228 1.0000 1.0000 3.200 0.2303 0.05424 0.03069 -0.0234 1.0000 1.0000 3.400 0.2387 0.05570 0.03208 -0.0240 1.0000 1.0000 3.600 0.2472 0.05721 0.03351 -0.0246 1.0000 1.0000 3.800 0.2557 0.05875 0.03498 -0.0253 1.0000 1.0000 4.000 0.2643 0.06032 0.03649 -0.0260 1.0000 1.0000 4.200 0.2729 0.06192 0.03803 -0.0266 1.0000 1.0000 4.400 0.2816 0.06354 0.03960 -0.0273 1.0000 1.0000 4.600 0.2903 0.06519 0.04120 -0.0280 1.0000 1.0000 4.800 0.2991 0.06686 0.04283 -0.0287 1.0000 1.0000 5.000 0.3080 0.06855 0.04449 -0.0294 1.0000 1.0000