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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3742 0.05150 0.04720 0.0565 1.0000 0.8136 -2.750 -0.4194 0.05022 0.04601 0.0644 1.0000 0.7910 -2.500 -0.1555 0.03814 0.03114 -0.0375 0.8482 0.2286 -2.000 0.0058 0.03492 0.02330 -0.0534 0.2361 0.1572 -1.750 0.0413 0.03446 0.02212 -0.0530 0.2296 0.1472 -1.500 0.0746 0.03339 0.02077 -0.0529 0.2244 0.1455 -1.250 0.1116 0.03271 0.01972 -0.0530 0.2202 0.1452 -1.000 0.1534 0.03226 0.01889 -0.0539 0.2171 0.1448 -0.750 0.1961 0.03193 0.01832 -0.0550 0.2154 0.1451 -0.500 0.2381 0.03167 0.01799 -0.0562 0.2148 0.1485 -0.250 0.2803 0.03152 0.01793 -0.0578 0.2144 0.1585 0.000 0.3201 0.03145 0.01813 -0.0592 0.2134 0.1865 0.250 0.3561 0.02947 0.01851 -0.0589 0.2120 1.0000 0.500 0.3895 0.03052 0.01910 -0.0586 0.2106 1.0000 0.750 0.4198 0.03172 0.01998 -0.0581 0.2104 1.0000 1.000 0.4495 0.03312 0.02117 -0.0579 0.2124 1.0000 1.250 0.4788 0.03486 0.02268 -0.0578 0.2153 1.0000 1.500 0.5089 0.03591 0.02405 -0.0575 0.2235 1.0000 1.750 0.5369 0.03778 0.02594 -0.0573 0.2303 1.0000 2.000 0.5657 0.03938 0.02782 -0.0571 0.2415 1.0000 2.250 0.5922 0.04181 0.03022 -0.0569 0.2505 1.0000 2.500 0.6206 0.04397 0.03269 -0.0571 0.2683 1.0000 2.750 0.6515 0.04616 0.03551 -0.0584 0.3013 1.0000 3.000 0.6864 0.04907 0.03905 -0.0620 0.3558 1.0000 3.500 0.6414 0.06157 0.05351 -0.0955 0.6729 1.0000 3.750 0.5375 0.06742 0.05943 -0.0938 0.7850 1.0000 4.250 0.3518 0.06748 0.05974 -0.0653 1.0000 1.0000 4.500 0.3643 0.07021 0.06227 -0.0663 1.0000 1.0000 4.750 0.3765 0.07299 0.06487 -0.0673 1.0000 1.0000 5.000 0.3886 0.07580 0.06752 -0.0683 1.0000 1.0000