XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 3310 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.020 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2544 0.04171 0.02965 -0.0309 1.0000 0.3734 -2.800 -0.2332 0.03988 0.02754 -0.0315 1.0000 0.3882 -2.600 -0.2111 0.03813 0.02558 -0.0318 1.0000 0.4032 -2.400 -0.1899 0.03657 0.02390 -0.0318 1.0000 0.4283 -2.200 -0.1684 0.03510 0.02235 -0.0317 1.0000 0.4584 -2.000 -0.1479 0.03366 0.02101 -0.0311 1.0000 0.4985 -1.800 -0.1308 0.03221 0.01991 -0.0293 1.0000 0.5563 -1.600 -0.1175 0.03053 0.01899 -0.0259 1.0000 0.6479 -1.200 -0.0368 0.02839 0.01533 -0.0329 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0212 0.02868 0.01510 -0.0325 1.0000 1.0000 -0.800 -0.0063 0.02900 0.01501 -0.0320 1.0000 1.0000 -0.600 0.0082 0.02937 0.01500 -0.0316 1.0000 1.0000 -0.400 0.0224 0.02978 0.01511 -0.0312 1.0000 1.0000 -0.200 0.0364 0.03024 0.01529 -0.0309 1.0000 1.0000 0.000 0.0500 0.03074 0.01556 -0.0306 1.0000 1.0000 0.200 0.0634 0.03130 0.01590 -0.0305 1.0000 1.0000 0.400 0.0765 0.03192 0.01633 -0.0303 1.0000 1.0000 0.600 0.0892 0.03259 0.01680 -0.0302 1.0000 1.0000 0.800 0.1017 0.03331 0.01737 -0.0302 1.0000 1.0000 1.000 0.1139 0.03410 0.01801 -0.0303 1.0000 1.0000 1.200 0.1258 0.03494 0.01873 -0.0304 1.0000 1.0000 1.400 0.1375 0.03584 0.01951 -0.0306 1.0000 1.0000 1.600 0.1491 0.03679 0.02035 -0.0308 1.0000 1.0000 1.800 0.1606 0.03779 0.02124 -0.0311 1.0000 1.0000 2.000 0.1719 0.03883 0.02220 -0.0314 1.0000 1.0000 2.200 0.1833 0.03992 0.02320 -0.0318 1.0000 1.0000 2.400 0.1945 0.04104 0.02426 -0.0322 1.0000 1.0000 2.600 0.2058 0.04221 0.02535 -0.0326 1.0000 1.0000 2.800 0.2170 0.04340 0.02648 -0.0331 1.0000 1.0000 3.000 0.2281 0.04462 0.02766 -0.0335 1.0000 1.0000 3.200 0.2393 0.04588 0.02886 -0.0340 1.0000 1.0000 3.400 0.2504 0.04716 0.03011 -0.0345 1.0000 1.0000 3.600 0.2615 0.04847 0.03139 -0.0350 1.0000 1.0000 3.800 0.2725 0.04981 0.03270 -0.0355 1.0000 1.0000 4.000 0.2835 0.05119 0.03406 -0.0360 1.0000 1.0000 4.200 0.2944 0.05259 0.03545 -0.0365 1.0000 1.0000 4.400 0.3053 0.05402 0.03687 -0.0370 1.0000 1.0000 4.600 0.3161 0.05548 0.03835 -0.0376 1.0000 1.0000 4.800 0.3268 0.05698 0.03985 -0.0381 1.0000 1.0000 5.000 0.3374 0.05851 0.04139 -0.0387 1.0000 1.0000