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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2836 0.04874 0.04385 0.0437 1.0000 0.8849 -2.750 -0.3306 0.04792 0.04316 0.0533 1.0000 0.8546 -2.500 -0.3788 0.04684 0.04221 0.0631 1.0000 0.8327 -2.250 -0.4187 0.04492 0.04041 0.0681 1.0000 0.7942 -2.000 -0.1425 0.03602 0.02816 -0.0303 1.0000 0.2157 -1.750 -0.1005 0.03477 0.02634 -0.0308 1.0000 0.1800 -1.500 -0.0432 0.03177 0.02345 -0.0339 0.7483 0.1582 -1.250 0.1044 0.03057 0.01845 -0.0521 0.2451 0.1347 -1.000 0.1386 0.03010 0.01753 -0.0517 0.2359 0.1304 -0.750 0.1761 0.02967 0.01684 -0.0516 0.2296 0.1279 -0.500 0.2153 0.02937 0.01635 -0.0522 0.2234 0.1289 -0.250 0.2615 0.02947 0.01617 -0.0545 0.2161 0.1360 0.000 0.3028 0.02932 0.01607 -0.0559 0.2116 0.1456 0.250 0.3461 0.02943 0.01634 -0.0577 0.2099 0.1642 0.500 0.3839 0.02750 0.01688 -0.0580 0.2097 1.0000 0.750 0.4174 0.02870 0.01769 -0.0576 0.2103 1.0000 1.000 0.4490 0.03006 0.01878 -0.0572 0.2117 1.0000 1.250 0.4796 0.03165 0.02016 -0.0570 0.2138 1.0000 1.500 0.5092 0.03358 0.02193 -0.0569 0.2159 1.0000 1.750 0.5380 0.03459 0.02320 -0.0562 0.2192 1.0000 2.000 0.5658 0.03626 0.02511 -0.0556 0.2229 1.0000 2.250 0.5930 0.03844 0.02748 -0.0552 0.2305 1.0000 2.500 0.6217 0.04058 0.03002 -0.0550 0.2457 1.0000 3.000 0.6869 0.04649 0.03718 -0.0582 0.3274 1.0000 3.500 0.6090 0.06111 0.05404 -0.0951 0.7264 1.0000 3.750 0.5100 0.06568 0.05870 -0.0893 0.8274 1.0000 4.000 0.3866 0.06518 0.05846 -0.0707 0.9755 1.0000 4.250 0.3636 0.06557 0.05876 -0.0639 1.0000 1.0000 4.500 0.3758 0.06843 0.06141 -0.0650 1.0000 1.0000 4.750 0.3923 0.07165 0.06446 -0.0671 0.9968 1.0000 5.000 0.4722 0.07981 0.07234 -0.0824 0.9342 1.0000