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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1428 0.04101 0.03267 -0.0497 0.2610 0.3089 -2.750 -0.0935 0.03860 0.02913 -0.0541 0.2386 0.2282 -2.500 -0.0530 0.03690 0.02650 -0.0554 0.2273 0.1863 -2.250 -0.0173 0.03580 0.02467 -0.0553 0.2190 0.1631 -2.000 0.0181 0.03496 0.02314 -0.0550 0.2135 0.1471 -1.750 0.0505 0.03325 0.02132 -0.0549 0.2092 0.1398 -1.500 0.0874 0.03254 0.02007 -0.0549 0.2057 0.1315 -1.250 0.1254 0.03204 0.01921 -0.0553 0.2030 0.1299 -1.000 0.1673 0.03137 0.01830 -0.0563 0.2011 0.1311 -0.750 0.2127 0.03099 0.01774 -0.0581 0.1999 0.1323 -0.500 0.2578 0.03090 0.01754 -0.0601 0.1979 0.1353 -0.250 0.2945 0.03083 0.01751 -0.0606 0.1961 0.1422 0.000 0.3285 0.03090 0.01771 -0.0609 0.1940 0.1567 0.250 0.3587 0.02871 0.01818 -0.0603 0.1932 1.0000 0.500 0.3903 0.02989 0.01887 -0.0595 0.1943 1.0000 0.750 0.4209 0.03129 0.01986 -0.0591 0.1965 1.0000 1.000 0.4506 0.03250 0.02091 -0.0587 0.1998 1.0000 1.250 0.4807 0.03369 0.02229 -0.0582 0.2075 1.0000 1.500 0.5086 0.03550 0.02401 -0.0579 0.2132 1.0000 1.750 0.5380 0.03692 0.02572 -0.0576 0.2244 1.0000 2.000 0.5647 0.03926 0.02798 -0.0574 0.2327 1.0000 2.250 0.5937 0.04130 0.03032 -0.0573 0.2504 1.0000 2.500 0.6260 0.04344 0.03306 -0.0582 0.2845 1.0000 2.750 0.6742 0.04618 0.03703 -0.0653 0.3874 1.0000 3.000 0.6833 0.05286 0.04548 -0.0989 0.6642 1.0000 3.250 0.5693 0.06036 0.05305 -0.0971 0.7522 1.0000 3.500 0.4537 0.06490 0.05781 -0.0879 0.8744 1.0000 4.000 0.3413 0.06463 0.05765 -0.0655 1.0000 1.0000 4.250 0.3541 0.06732 0.06011 -0.0664 1.0000 1.0000 4.500 0.3666 0.07007 0.06265 -0.0674 1.0000 1.0000 4.750 0.4236 0.07623 0.06855 -0.0782 0.9641 1.0000 5.000 0.4979 0.08164 0.07371 -0.0891 0.8767 1.0000