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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3019 0.04785 0.04038 -0.0190 1.0000 0.3174 -2.750 -0.2483 0.04439 0.03633 -0.0263 1.0000 0.2620 -2.500 -0.2048 0.04175 0.03327 -0.0296 1.0000 0.2303 -2.250 -0.1665 0.03945 0.03073 -0.0309 1.0000 0.2115 -2.000 -0.1281 0.03769 0.02871 -0.0316 1.0000 0.1989 -1.750 0.0186 0.03529 0.02309 -0.0495 0.3083 0.1851 -1.500 0.0524 0.03491 0.02194 -0.0490 0.2906 0.1814 -1.250 0.0877 0.03433 0.02090 -0.0488 0.2792 0.1798 -1.000 0.1248 0.03397 0.02009 -0.0488 0.2708 0.1803 -0.750 0.1628 0.03356 0.01948 -0.0490 0.2654 0.1841 -0.500 0.2013 0.03317 0.01905 -0.0496 0.2612 0.1974 -0.250 0.2412 0.03282 0.01888 -0.0508 0.2583 0.2228 0.000 0.2796 0.03021 0.01890 -0.0511 0.2566 1.0000 0.250 0.3231 0.03127 0.01916 -0.0517 0.2560 1.0000 0.500 0.3642 0.03236 0.01974 -0.0527 0.2565 1.0000 0.750 0.4044 0.03355 0.02067 -0.0539 0.2585 1.0000 1.000 0.4424 0.03488 0.02187 -0.0552 0.2609 1.0000 1.250 0.4768 0.03631 0.02327 -0.0560 0.2626 1.0000 1.500 0.5085 0.03786 0.02481 -0.0564 0.2640 1.0000 1.750 0.5369 0.03956 0.02651 -0.0564 0.2656 1.0000 2.000 0.5645 0.04145 0.02839 -0.0564 0.2677 1.0000 2.250 0.5924 0.04309 0.03029 -0.0564 0.2736 1.0000 2.500 0.6198 0.04526 0.03266 -0.0567 0.2831 1.0000 2.750 0.6465 0.04735 0.03509 -0.0573 0.2962 1.0000 3.000 0.6723 0.04974 0.03775 -0.0580 0.3117 1.0000 3.250 0.6972 0.05240 0.04076 -0.0594 0.3327 1.0000 3.500 0.7226 0.05552 0.04410 -0.0612 0.3567 1.0000 3.750 0.7444 0.05869 0.04791 -0.0664 0.4034 1.0000 4.000 0.7654 0.06303 0.05266 -0.0740 0.4641 1.0000 4.250 0.7298 0.06915 0.05923 -0.0863 0.5600 1.0000 4.500 0.6521 0.07621 0.06630 -0.0934 0.6638 1.0000 4.750 0.5568 0.08038 0.07049 -0.0921 0.7848 1.0000 5.000 0.4130 0.07872 0.06895 -0.0723 0.9780 1.0000