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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2228 0.04202 0.03457 -0.0264 1.0000 0.3032 -2.750 -0.1720 0.03914 0.03089 -0.0323 1.0000 0.2416 -2.500 -0.1374 0.03652 0.02800 -0.0335 1.0000 0.2141 -2.250 -0.1032 0.03450 0.02564 -0.0340 1.0000 0.1932 -2.000 -0.0695 0.03301 0.02378 -0.0339 1.0000 0.1775 -1.750 -0.0401 0.03115 0.02198 -0.0332 1.0000 0.1700 -1.500 -0.0089 0.02978 0.02063 -0.0322 1.0000 0.1648 -1.000 0.1361 0.02989 0.01705 -0.0417 0.2925 0.1597 -0.750 0.1639 0.02971 0.01654 -0.0402 0.2799 0.1600 -0.500 0.1922 0.02942 0.01615 -0.0389 0.2707 0.1625 -0.250 0.2214 0.02945 0.01600 -0.0379 0.2640 0.1683 0.000 0.2531 0.02947 0.01600 -0.0373 0.2597 0.1816 0.250 0.2860 0.02926 0.01615 -0.0372 0.2553 0.2163 0.500 0.3169 0.02742 0.01641 -0.0357 0.2504 1.0000 0.750 0.3513 0.02855 0.01694 -0.0351 0.2452 1.0000 1.000 0.3850 0.02994 0.01787 -0.0350 0.2422 1.0000 1.250 0.4171 0.03125 0.01898 -0.0348 0.2424 1.0000 1.500 0.4481 0.03252 0.02022 -0.0345 0.2439 1.0000 1.750 0.4787 0.03391 0.02176 -0.0345 0.2472 1.0000 2.000 0.5089 0.03563 0.02363 -0.0345 0.2520 1.0000 2.250 0.5381 0.03764 0.02575 -0.0346 0.2570 1.0000 2.500 0.5658 0.03988 0.02804 -0.0347 0.2603 1.0000 2.750 0.5922 0.04246 0.03061 -0.0347 0.2627 1.0000 3.000 0.6221 0.04426 0.03308 -0.0358 0.2753 1.0000 3.250 0.6506 0.04698 0.03616 -0.0371 0.2917 1.0000 4.000 0.7145 0.06542 0.05681 -0.0748 0.5230 1.0000 4.250 0.6115 0.07451 0.06599 -0.0899 0.6876 1.0000 5.000 0.4015 0.07447 0.06595 -0.0663 1.0000 1.0000