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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.2803 0.04519 0.03777 -0.0181 1.0000 0.3454 -2.500 -0.2158 0.04206 0.03363 -0.0276 1.0000 0.2601 -2.250 -0.1716 0.03981 0.03074 -0.0304 1.0000 0.2206 -2.000 -0.1355 0.03753 0.02818 -0.0312 1.0000 0.1990 -1.750 -0.1000 0.03559 0.02599 -0.0316 1.0000 0.1825 -1.500 -0.0673 0.03386 0.02428 -0.0312 1.0000 0.1733 -1.250 -0.0326 0.03251 0.02291 -0.0306 1.0000 0.1641 -1.000 0.1202 0.03146 0.01863 -0.0482 0.2985 0.1573 -0.750 0.1547 0.03129 0.01802 -0.0477 0.2826 0.1600 -0.500 0.1911 0.03092 0.01746 -0.0479 0.2723 0.1651 -0.250 0.2298 0.03073 0.01717 -0.0485 0.2646 0.1721 0.000 0.2722 0.03076 0.01709 -0.0500 0.2586 0.1858 0.250 0.3150 0.03043 0.01731 -0.0519 0.2535 0.2452 0.500 0.3548 0.02910 0.01763 -0.0516 0.2482 1.0000 0.750 0.3981 0.03026 0.01830 -0.0529 0.2438 1.0000 1.000 0.4392 0.03155 0.01934 -0.0542 0.2436 1.0000 1.250 0.4762 0.03295 0.02069 -0.0551 0.2452 1.0000 1.500 0.5084 0.03455 0.02230 -0.0553 0.2481 1.0000 1.750 0.5384 0.03637 0.02414 -0.0552 0.2518 1.0000 2.000 0.5674 0.03852 0.02626 -0.0552 0.2555 1.0000 2.250 0.5965 0.04006 0.02818 -0.0551 0.2617 1.0000 2.500 0.6231 0.04220 0.03059 -0.0549 0.2677 1.0000 2.750 0.6483 0.04475 0.03324 -0.0546 0.2736 1.0000 3.000 0.6752 0.04722 0.03617 -0.0551 0.2912 1.0000 3.250 0.7019 0.05028 0.03958 -0.0561 0.3142 1.0000 3.500 0.7308 0.05375 0.04360 -0.0592 0.3558 1.0000 3.750 0.7618 0.05807 0.04892 -0.0707 0.4559 1.0000 4.000 0.7306 0.06533 0.05685 -0.0898 0.6033 1.0000 4.250 0.6323 0.07150 0.06297 -0.0921 0.6913 1.0000 4.500 0.5417 0.07561 0.06712 -0.0895 0.8101 1.0000 4.750 0.4185 0.07477 0.06636 -0.0715 0.9813 1.0000 5.000 0.3947 0.07461 0.06612 -0.0647 1.0000 1.0000