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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3179 0.05640 0.04332 -0.0112 1.0000 0.4030 -2.750 -0.2816 0.05333 0.04001 -0.0149 1.0000 0.3977 -2.500 -0.2423 0.05055 0.03687 -0.0189 1.0000 0.3939 -2.250 -0.2030 0.04808 0.03401 -0.0222 1.0000 0.3937 -2.000 -0.1643 0.04589 0.03148 -0.0248 1.0000 0.3976 -1.750 -0.1263 0.04393 0.02925 -0.0268 1.0000 0.4057 -1.500 -0.0912 0.04205 0.02732 -0.0277 1.0000 0.4200 -1.250 -0.0569 0.04028 0.02567 -0.0281 1.0000 0.4431 -1.000 -0.0256 0.03839 0.02432 -0.0277 1.0000 0.4790 -0.750 0.0021 0.03616 0.02326 -0.0262 1.0000 0.5482 -0.500 0.0287 0.03357 0.02200 -0.0237 1.0000 1.0000 -0.250 0.0727 0.03389 0.02108 -0.0247 1.0000 1.0000 0.000 0.1069 0.03408 0.02058 -0.0234 1.0000 1.0000 0.250 0.1397 0.03418 0.02039 -0.0220 1.0000 1.0000 0.500 0.1761 0.03415 0.02057 -0.0216 1.0000 1.0000 0.750 0.2194 0.03409 0.02115 -0.0236 1.0000 1.0000 1.000 0.2755 0.03444 0.02245 -0.0326 0.8682 1.0000 1.250 0.4593 0.03879 0.02296 -0.0546 0.5823 1.0000 1.500 0.4976 0.04103 0.02471 -0.0564 0.5601 1.0000 1.750 0.5324 0.04320 0.02666 -0.0579 0.5434 1.0000 2.000 0.5648 0.04538 0.02877 -0.0594 0.5308 1.0000 2.250 0.5974 0.04790 0.03113 -0.0608 0.5205 1.0000 2.500 0.6250 0.05023 0.03360 -0.0624 0.5156 1.0000 2.750 0.6511 0.05280 0.03632 -0.0641 0.5142 1.0000 3.000 0.6747 0.05559 0.03927 -0.0658 0.5154 1.0000 3.250 0.6961 0.05864 0.04244 -0.0675 0.5181 1.0000 3.500 0.7119 0.06184 0.04583 -0.0693 0.5226 1.0000 3.750 0.7179 0.06530 0.04946 -0.0711 0.5294 1.0000 4.000 0.7259 0.06905 0.05327 -0.0728 0.5362 1.0000 4.250 0.7296 0.07294 0.05721 -0.0746 0.5440 1.0000 4.500 0.7227 0.07702 0.06129 -0.0762 0.5548 1.0000 4.750 0.7183 0.08113 0.06536 -0.0779 0.5659 1.0000 5.000 0.7139 0.08536 0.06949 -0.0797 0.5787 1.0000