XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: mta2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2872 0.04835 0.03982 -0.0231 1.0000 0.2861 -2.750 -0.2403 0.04546 0.03631 -0.0283 1.0000 0.2538 -2.500 -0.2039 0.04272 0.03336 -0.0301 1.0000 0.2381 -2.250 -0.1696 0.04041 0.03093 -0.0309 1.0000 0.2283 -2.000 -0.1315 0.03871 0.02887 -0.0318 1.0000 0.2176 -1.750 -0.0961 0.03682 0.02703 -0.0317 1.0000 0.2116 -1.250 0.0796 0.03495 0.02142 -0.0472 0.3239 0.2003 -1.000 0.1141 0.03443 0.02060 -0.0470 0.3094 0.2054 -0.750 0.1504 0.03414 0.02002 -0.0471 0.2997 0.2166 -0.500 0.1877 0.03376 0.01958 -0.0475 0.2924 0.2347 -0.250 0.2271 0.03334 0.01939 -0.0486 0.2872 0.2728 0.000 0.2656 0.03120 0.01931 -0.0481 0.2842 1.0000 0.250 0.3089 0.03224 0.01954 -0.0487 0.2820 1.0000 0.500 0.3508 0.03336 0.02010 -0.0498 0.2811 1.0000 0.750 0.3912 0.03460 0.02097 -0.0512 0.2814 1.0000 1.000 0.4300 0.03595 0.02214 -0.0526 0.2829 1.0000 1.250 0.4675 0.03745 0.02356 -0.0540 0.2852 1.0000 1.500 0.5030 0.03901 0.02515 -0.0551 0.2883 1.0000 1.750 0.5354 0.04044 0.02682 -0.0558 0.2933 1.0000 2.000 0.5659 0.04222 0.02875 -0.0563 0.2975 1.0000 2.250 0.5941 0.04421 0.03081 -0.0567 0.3010 1.0000 2.500 0.6208 0.04643 0.03305 -0.0568 0.3042 1.0000 2.750 0.6466 0.04829 0.03530 -0.0574 0.3125 1.0000 3.000 0.6718 0.05081 0.03793 -0.0579 0.3202 1.0000 3.250 0.6954 0.05322 0.04070 -0.0590 0.3344 1.0000 3.500 0.7180 0.05600 0.04377 -0.0605 0.3523 1.0000 3.750 0.7400 0.05914 0.04716 -0.0625 0.3736 1.0000 4.000 0.7560 0.06252 0.05097 -0.0664 0.4058 1.0000 4.250 0.7701 0.06662 0.05538 -0.0715 0.4452 1.0000 4.750 0.7119 0.07780 0.06693 -0.0869 0.5757 1.0000 5.000 0.6412 0.08342 0.07250 -0.0920 0.6708 1.0000