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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3498 0.04699 0.04201 0.0501 1.0000 0.7456 -2.750 -0.1849 0.03845 0.03124 -0.0296 1.0000 0.2804 -2.500 -0.1368 0.03607 0.02807 -0.0335 1.0000 0.2200 -2.250 -0.1031 0.03372 0.02550 -0.0339 1.0000 0.1936 -2.000 -0.0696 0.03200 0.02352 -0.0337 1.0000 0.1741 -1.750 -0.0356 0.03099 0.02222 -0.0329 1.0000 0.1587 -1.500 0.0803 0.02978 0.01804 -0.0447 0.2907 0.1456 -1.250 0.1079 0.02948 0.01726 -0.0433 0.2707 0.1446 -1.000 0.1366 0.02924 0.01664 -0.0420 0.2588 0.1448 -0.750 0.1657 0.02895 0.01613 -0.0407 0.2502 0.1450 -0.500 0.1948 0.02886 0.01581 -0.0395 0.2440 0.1456 -0.250 0.2254 0.02885 0.01566 -0.0386 0.2396 0.1487 0.000 0.2573 0.02884 0.01562 -0.0380 0.2350 0.1553 0.250 0.2901 0.02885 0.01570 -0.0378 0.2296 0.1714 0.500 0.3184 0.02745 0.01607 -0.0375 0.2254 0.5183 1.000 0.3869 0.02882 0.01737 -0.0356 0.2237 1.0000 1.250 0.4178 0.03006 0.01844 -0.0352 0.2250 1.0000 1.500 0.4483 0.03143 0.01981 -0.0349 0.2277 1.0000 1.750 0.4782 0.03304 0.02146 -0.0347 0.2317 1.0000 2.000 0.5072 0.03488 0.02333 -0.0346 0.2355 1.0000 2.250 0.5352 0.03688 0.02537 -0.0345 0.2379 1.0000 2.500 0.5620 0.03913 0.02765 -0.0344 0.2400 1.0000 2.750 0.5924 0.04086 0.02994 -0.0348 0.2519 1.0000 3.000 0.6187 0.04403 0.03310 -0.0350 0.2619 1.0000 3.250 0.6485 0.04710 0.03656 -0.0363 0.2839 1.0000 3.500 0.6867 0.05040 0.04096 -0.0423 0.3441 1.0000 4.000 0.4485 0.06847 0.06103 -0.0816 0.9131 1.0000 4.500 0.3812 0.06845 0.06089 -0.0657 0.9989 1.0000 4.750 0.3924 0.07132 0.06358 -0.0665 1.0000 1.0000