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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3581 0.05172 0.04643 0.0549 1.0000 0.8321 -2.750 -0.4056 0.05071 0.04557 0.0640 1.0000 0.8093 -2.500 -0.4378 0.04830 0.04330 0.0642 1.0000 0.7524 -2.250 -0.1790 0.03888 0.03073 -0.0293 1.0000 0.2386 -2.000 -0.1361 0.03705 0.02828 -0.0310 1.0000 0.2000 -1.750 -0.1002 0.03510 0.02613 -0.0312 1.0000 0.1792 -1.500 -0.0661 0.03303 0.02416 -0.0310 1.0000 0.1659 -1.250 -0.0249 0.03099 0.02230 -0.0311 0.7568 0.1556 -1.000 0.1291 0.03101 0.01820 -0.0497 0.2613 0.1401 -0.750 0.1657 0.03065 0.01749 -0.0496 0.2518 0.1401 -0.500 0.2033 0.03014 0.01689 -0.0500 0.2446 0.1446 -0.250 0.2442 0.03003 0.01662 -0.0512 0.2385 0.1524 0.000 0.2870 0.03008 0.01658 -0.0527 0.2328 0.1623 0.250 0.3296 0.02998 0.01675 -0.0545 0.2272 0.1884 0.500 0.3713 0.02820 0.01718 -0.0552 0.2247 1.0000 0.750 0.4123 0.02935 0.01792 -0.0560 0.2246 1.0000 1.000 0.4476 0.03064 0.01900 -0.0563 0.2258 1.0000 1.250 0.4788 0.03211 0.02036 -0.0561 0.2282 1.0000 1.500 0.5092 0.03378 0.02198 -0.0560 0.2314 1.0000 1.750 0.5386 0.03572 0.02386 -0.0559 0.2345 1.0000 2.000 0.5662 0.03787 0.02599 -0.0556 0.2362 1.0000 2.250 0.5944 0.03906 0.02767 -0.0550 0.2425 1.0000 2.500 0.6209 0.04139 0.03024 -0.0547 0.2510 1.0000 2.750 0.6490 0.04376 0.03303 -0.0549 0.2682 1.0000 3.000 0.6771 0.04669 0.03634 -0.0556 0.2923 1.0000 3.250 0.7111 0.04997 0.04044 -0.0594 0.3505 1.0000 3.750 0.6674 0.06410 0.05638 -0.0955 0.6821 1.0000 4.000 0.5669 0.06897 0.06126 -0.0928 0.7769 1.0000 4.500 0.3736 0.06857 0.06103 -0.0638 1.0000 1.0000 4.750 0.3855 0.07147 0.06376 -0.0649 1.0000 1.0000 5.000 0.3973 0.07443 0.06656 -0.0660 1.0000 1.0000