XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: mta3 300.2.14.15.2.c13 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 -0.2084 0.04268 0.03411 -0.0302 1.0000 0.2631 -2.750 -0.1730 0.03981 0.03093 -0.0321 1.0000 0.2359 -2.500 -0.1375 0.03752 0.02826 -0.0336 1.0000 0.2151 -2.250 -0.1024 0.03591 0.02612 -0.0343 1.0000 0.2003 -2.000 -0.0739 0.03385 0.02404 -0.0339 1.0000 0.1951 -1.750 -0.0440 0.03224 0.02233 -0.0332 1.0000 0.1902 -1.500 -0.0118 0.03094 0.02089 -0.0325 1.0000 0.1856 -1.250 0.0214 0.02994 0.01989 -0.0314 1.0000 0.1815 -1.000 0.1368 0.02991 0.01715 -0.0415 0.3528 0.1800 -0.750 0.1624 0.02996 0.01674 -0.0399 0.3249 0.1825 -0.500 0.1895 0.02986 0.01647 -0.0385 0.3093 0.1902 -0.250 0.2185 0.02985 0.01634 -0.0375 0.2992 0.2036 0.000 0.2488 0.02968 0.01634 -0.0368 0.2913 0.2298 0.250 0.2781 0.02752 0.01650 -0.0353 0.2857 1.0000 0.500 0.3137 0.02857 0.01683 -0.0345 0.2819 1.0000 0.750 0.3483 0.02959 0.01740 -0.0340 0.2779 1.0000 1.000 0.3820 0.03074 0.01822 -0.0338 0.2730 1.0000 1.250 0.4149 0.03205 0.01928 -0.0339 0.2687 1.0000 1.500 0.4470 0.03347 0.02062 -0.0340 0.2675 1.0000 1.750 0.4790 0.03498 0.02221 -0.0342 0.2695 1.0000 2.000 0.5099 0.03669 0.02406 -0.0344 0.2729 1.0000 2.250 0.5398 0.03865 0.02615 -0.0347 0.2773 1.0000 2.500 0.5685 0.04094 0.02849 -0.0350 0.2821 1.0000 2.750 0.5979 0.04291 0.03079 -0.0357 0.2888 1.0000 3.000 0.6256 0.04539 0.03361 -0.0367 0.2967 1.0000 3.250 0.6512 0.04827 0.03659 -0.0372 0.3027 1.0000 3.500 0.6780 0.05114 0.03995 -0.0395 0.3185 1.0000 3.750 0.7039 0.05477 0.04398 -0.0427 0.3419 1.0000 4.000 0.7278 0.05932 0.04908 -0.0494 0.3817 1.0000 4.250 0.7412 0.06615 0.05643 -0.0623 0.4502 1.0000 4.500 0.6907 0.07562 0.06614 -0.0810 0.5589 1.0000 4.750 0.6024 0.08187 0.07240 -0.0904 0.7194 1.0000