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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3225 0.05768 0.04350 0.0122 1.0000 0.5753 -2.750 -0.2939 0.05467 0.04044 0.0085 1.0000 0.5814 -2.500 -0.2633 0.05177 0.03755 0.0054 1.0000 0.5923 -2.250 -0.2309 0.04902 0.03481 0.0024 1.0000 0.6095 -2.000 -0.2006 0.04637 0.03238 0.0013 1.0000 0.6356 -1.750 -0.1704 0.04379 0.03019 0.0007 1.0000 0.6761 -1.500 -0.1381 0.04097 0.02815 0.0009 1.0000 0.7492 -1.250 -0.0439 0.03763 0.02470 -0.0166 1.0000 1.0000 -1.000 0.0171 0.03775 0.02269 -0.0247 1.0000 1.0000 -0.750 0.0550 0.03798 0.02150 -0.0251 1.0000 1.0000 -0.500 0.0849 0.03816 0.02069 -0.0239 1.0000 1.0000 -0.250 0.1118 0.03832 0.02016 -0.0225 1.0000 1.0000 0.000 0.1377 0.03847 0.01985 -0.0211 1.0000 1.0000 0.250 0.1633 0.03862 0.01979 -0.0199 1.0000 1.0000 0.500 0.1896 0.03878 0.01997 -0.0189 1.0000 1.0000 0.750 0.2174 0.03894 0.02042 -0.0182 1.0000 1.0000 1.000 0.2472 0.03917 0.02121 -0.0183 1.0000 1.0000 1.250 0.2759 0.03973 0.02266 -0.0198 1.0000 1.0000 1.500 0.2880 0.04166 0.02534 -0.0228 1.0000 1.0000 1.750 0.2806 0.04502 0.02862 -0.0258 1.0000 1.0000 2.000 0.2780 0.04825 0.03155 -0.0285 1.0000 1.0000 2.500 0.4190 0.05891 0.04136 -0.0590 0.8514 1.0000 2.750 0.4628 0.06253 0.04463 -0.0650 0.8118 1.0000 3.000 0.4844 0.06574 0.04758 -0.0675 0.7921 1.0000 3.250 0.5056 0.06906 0.05064 -0.0699 0.7769 1.0000 3.500 0.5220 0.07237 0.05372 -0.0717 0.7664 1.0000 3.750 0.5392 0.07582 0.05694 -0.0737 0.7582 1.0000 4.000 0.5451 0.07903 0.05994 -0.0744 0.7558 1.0000 4.250 0.5519 0.08231 0.06303 -0.0753 0.7554 1.0000 4.500 0.5591 0.08567 0.06621 -0.0763 0.7571 1.0000 4.750 0.5619 0.08888 0.06925 -0.0770 0.7621 1.0000 5.000 0.5638 0.09205 0.07224 -0.0775 0.7693 1.0000