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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2817 0.04421 0.03958 0.0444 1.0000 0.8105 -2.500 -0.3389 0.04091 0.03646 0.0351 1.0000 0.6572 -2.250 -0.1026 0.03339 0.02565 -0.0337 1.0000 0.1985 -2.000 -0.0690 0.03136 0.02348 -0.0335 1.0000 0.1743 -1.750 0.0551 0.03053 0.01910 -0.0461 0.2746 0.1397 -1.500 0.0826 0.02980 0.01801 -0.0450 0.2546 0.1348 -1.250 0.1098 0.02920 0.01709 -0.0437 0.2427 0.1312 -1.000 0.1382 0.02873 0.01640 -0.0423 0.2351 0.1306 -0.750 0.1680 0.02844 0.01587 -0.0412 0.2290 0.1318 -0.500 0.1981 0.02831 0.01552 -0.0401 0.2238 0.1332 -0.250 0.2295 0.02836 0.01537 -0.0393 0.2188 0.1347 0.000 0.2617 0.02832 0.01529 -0.0388 0.2141 0.1381 0.250 0.2948 0.02830 0.01534 -0.0387 0.2105 0.1479 0.500 0.3277 0.02849 0.01573 -0.0385 0.2095 0.1743 0.750 0.3564 0.02681 0.01628 -0.0369 0.2095 1.0000 1.000 0.3876 0.02799 0.01712 -0.0361 0.2103 1.0000 1.250 0.4178 0.02933 0.01823 -0.0356 0.2121 1.0000 1.500 0.4473 0.03085 0.01963 -0.0352 0.2147 1.0000 1.750 0.4762 0.03261 0.02129 -0.0349 0.2173 1.0000 2.000 0.5041 0.03449 0.02313 -0.0347 0.2186 1.0000 2.250 0.5312 0.03661 0.02523 -0.0344 0.2197 1.0000 2.500 0.5625 0.03787 0.02713 -0.0345 0.2314 1.0000 2.750 0.5891 0.04079 0.03005 -0.0345 0.2401 1.0000 3.000 0.6195 0.04348 0.03317 -0.0353 0.2615 1.0000 3.250 0.6569 0.04630 0.03681 -0.0384 0.3087 1.0000 4.250 0.3762 0.06580 0.05894 -0.0669 0.9962 1.0000 4.500 0.4328 0.07226 0.06508 -0.0775 0.9678 1.0000 4.750 0.4952 0.07806 0.07066 -0.0869 0.8924 1.0000 5.000 0.5661 0.08364 0.07604 -0.0933 0.7997 1.0000