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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3785 0.06172 0.04765 0.0154 1.0000 0.5695 -2.750 -0.3470 0.05844 0.04423 0.0107 1.0000 0.5732 -2.500 -0.3144 0.05531 0.04107 0.0073 1.0000 0.5823 -2.250 -0.2794 0.05235 0.03807 0.0037 1.0000 0.5968 -2.000 -0.2451 0.04955 0.03532 0.0013 1.0000 0.6195 -1.750 -0.2125 0.04687 0.03291 0.0001 1.0000 0.6556 -1.500 -0.1809 0.04413 0.03077 0.0000 1.0000 0.7152 -1.250 -0.1044 0.04011 0.02765 -0.0105 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0290 0.03998 0.02521 -0.0239 1.0000 1.0000 -0.750 0.0156 0.04025 0.02378 -0.0257 1.0000 1.0000 -0.500 0.0488 0.04041 0.02284 -0.0248 1.0000 1.0000 -0.250 0.0784 0.04052 0.02223 -0.0235 1.0000 1.0000 0.000 0.1073 0.04060 0.02191 -0.0223 1.0000 1.0000 0.250 0.1371 0.04066 0.02183 -0.0215 1.0000 1.0000 0.500 0.1695 0.04067 0.02208 -0.0213 1.0000 1.0000 0.750 0.2059 0.04069 0.02267 -0.0224 1.0000 1.0000 1.000 0.2425 0.04100 0.02375 -0.0251 1.0000 1.0000 1.250 0.2660 0.04227 0.02567 -0.0286 1.0000 1.0000 1.500 0.2669 0.04494 0.02846 -0.0309 1.0000 1.0000 1.750 0.3012 0.04958 0.03269 -0.0420 0.9503 1.0000 2.000 0.3658 0.05282 0.03539 -0.0540 0.8519 1.0000 2.250 0.4238 0.05516 0.03722 -0.0615 0.7914 1.0000 2.750 0.5295 0.06015 0.04138 -0.0724 0.7249 1.0000 3.000 0.5591 0.06321 0.04414 -0.0755 0.7141 1.0000 3.250 0.5635 0.06656 0.04726 -0.0761 0.7123 1.0000 3.500 0.5689 0.06994 0.05042 -0.0769 0.7121 1.0000 3.750 0.5753 0.07338 0.05364 -0.0779 0.7132 1.0000 4.000 0.5794 0.07683 0.05690 -0.0787 0.7160 1.0000 4.250 0.5749 0.08015 0.06004 -0.0786 0.7214 1.0000 4.500 0.5774 0.08355 0.06324 -0.0793 0.7271 1.0000 4.750 0.5837 0.08705 0.06657 -0.0805 0.7333 1.0000 5.000 0.5774 0.09015 0.06949 -0.0802 0.7426 1.0000