XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NASA/AMES A-03 AIRFOIL
                         
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.060 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
   0.000  -0.0400   0.01958   0.01020   0.0015   1.0000   1.0000
   1.000   0.0449   0.02073   0.01105   0.0025   1.0000   1.0000
   2.000   0.2437   0.02388   0.01429  -0.0175   0.9506   1.0000
   3.000   0.4703   0.02338   0.01460  -0.0302   0.8132   1.0000
   4.000   0.5463   0.01871   0.00866  -0.0078   0.4963   1.0000
   5.000   0.6450   0.02229   0.01144  -0.0045   0.3954   1.0000
   6.000   0.7507   0.02660   0.01591  -0.0039   0.3383   1.0000
   7.000   0.8531   0.03224   0.02200  -0.0037   0.2873   1.0000
   8.000   0.9424   0.03995   0.03072  -0.0033   0.2344   1.0000
   9.000   1.0202   0.04754   0.03893  -0.0011   0.1801   1.0000
  11.000   0.8190   0.11254   0.10584  -0.0239   0.1827   1.0000
  13.000   0.7929   0.16443   0.15772  -0.0463   0.2091   1.0000
  14.000   0.7833   0.17829   0.17154  -0.0552   0.1874   1.0000
  15.000   0.8318   0.19831   0.19172  -0.0577   0.1655   1.0000
  10.000   0.7771   0.10653   0.09963  -0.0320   0.2758   1.0000
  12.000   0.7831   0.14706   0.14031  -0.0420   0.2395   1.0000