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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3799 0.06243 0.04785 0.0171 1.0000 0.5695 -2.750 -0.3496 0.05916 0.04450 0.0130 1.0000 0.5718 -2.500 -0.3166 0.05605 0.04129 0.0089 1.0000 0.5783 -2.250 -0.2818 0.05312 0.03829 0.0052 1.0000 0.5908 -2.000 -0.2473 0.05036 0.03557 0.0025 1.0000 0.6108 -1.750 -0.2140 0.04771 0.03312 0.0009 1.0000 0.6403 -1.500 -0.1816 0.04511 0.03094 0.0001 1.0000 0.6872 -1.000 -0.0480 0.03990 0.02564 -0.0190 1.0000 1.0000 -0.750 0.0078 0.04019 0.02395 -0.0243 1.0000 1.0000 -0.500 0.0445 0.04042 0.02286 -0.0242 1.0000 1.0000 -0.250 0.0750 0.04058 0.02208 -0.0230 1.0000 1.0000 0.000 0.1033 0.04071 0.02159 -0.0217 1.0000 1.0000 0.250 0.1308 0.04084 0.02134 -0.0205 1.0000 1.0000 0.500 0.1587 0.04096 0.02136 -0.0196 1.0000 1.0000 0.750 0.1880 0.04107 0.02164 -0.0189 1.0000 1.0000 1.000 0.2206 0.04115 0.02224 -0.0190 1.0000 1.0000 1.250 0.2572 0.04133 0.02333 -0.0207 1.0000 1.0000 1.500 0.2883 0.04221 0.02521 -0.0242 1.0000 1.0000 1.750 0.2959 0.04465 0.02809 -0.0275 1.0000 1.0000 2.000 0.2901 0.04791 0.03119 -0.0294 1.0000 1.0000 2.250 0.2886 0.05101 0.03402 -0.0314 1.0000 1.0000 2.500 0.3870 0.05694 0.03949 -0.0530 0.8791 1.0000 2.750 0.4314 0.05997 0.04217 -0.0596 0.8302 1.0000 3.000 0.4678 0.06300 0.04488 -0.0643 0.8004 1.0000 3.250 0.4971 0.06612 0.04774 -0.0679 0.7801 1.0000 3.500 0.5206 0.06936 0.05072 -0.0705 0.7659 1.0000 3.750 0.5426 0.07276 0.05388 -0.0731 0.7558 1.0000 4.000 0.5502 0.07610 0.05702 -0.0740 0.7527 1.0000 4.250 0.5576 0.07951 0.06024 -0.0750 0.7520 1.0000 4.500 0.5642 0.08297 0.06352 -0.0761 0.7539 1.0000 4.750 0.5725 0.08656 0.06694 -0.0774 0.7576 1.0000 5.000 0.5670 0.08964 0.06987 -0.0770 0.7651 1.0000