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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3200 0.04934 0.04154 -0.0130 1.0000 0.3601 -2.750 -0.2537 0.04561 0.03686 -0.0250 1.0000 0.2808 -2.250 -0.1706 0.04052 0.03074 -0.0306 1.0000 0.2201 -2.000 -0.1363 0.03813 0.02814 -0.0314 1.0000 0.2049 -1.750 -0.1023 0.03640 0.02617 -0.0316 1.0000 0.1939 -1.500 -0.0681 0.03490 0.02440 -0.0314 1.0000 0.1842 -1.250 -0.0338 0.03381 0.02314 -0.0308 1.0000 0.1791 -1.000 0.0011 0.03253 0.02207 -0.0300 1.0000 0.1783 -0.750 0.0341 0.03060 0.02067 -0.0286 0.7445 0.1794 -0.500 0.1790 0.03156 0.01805 -0.0458 0.3130 0.1898 -0.250 0.2165 0.03156 0.01777 -0.0461 0.3002 0.2003 0.000 0.2567 0.03130 0.01769 -0.0473 0.2919 0.2281 0.250 0.2953 0.02900 0.01777 -0.0474 0.2859 1.0000 0.500 0.3409 0.03018 0.01812 -0.0484 0.2806 1.0000 0.750 0.3851 0.03154 0.01886 -0.0499 0.2753 1.0000 1.000 0.4246 0.03269 0.01981 -0.0510 0.2708 1.0000 1.250 0.4647 0.03409 0.02112 -0.0525 0.2687 1.0000 1.500 0.5024 0.03568 0.02273 -0.0538 0.2702 1.0000 1.750 0.5369 0.03745 0.02456 -0.0545 0.2728 1.0000 2.000 0.5672 0.03952 0.02664 -0.0547 0.2759 1.0000 2.250 0.5968 0.04113 0.02867 -0.0548 0.2835 1.0000 2.500 0.6249 0.04339 0.03115 -0.0551 0.2908 1.0000 2.750 0.6512 0.04597 0.03379 -0.0551 0.2955 1.0000 3.000 0.6766 0.04809 0.03639 -0.0555 0.3058 1.0000 3.250 0.7005 0.05112 0.03952 -0.0557 0.3152 1.0000 3.500 0.7251 0.05421 0.04297 -0.0570 0.3360 1.0000 3.750 0.7480 0.05745 0.04684 -0.0606 0.3730 1.0000 4.000 0.7664 0.06150 0.05149 -0.0674 0.4290 1.0000 4.250 0.7609 0.06695 0.05742 -0.0782 0.5100 1.0000 4.500 0.7037 0.07347 0.06403 -0.0864 0.5933 1.0000 4.750 0.6352 0.07940 0.06992 -0.0925 0.7048 1.0000 5.000 0.5432 0.08240 0.07293 -0.0883 0.8245 1.0000