XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu02 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3757 0.07853 0.07116 0.0583 0.9999 0.7959 -2.750 -0.4263 0.07588 0.06863 0.0658 0.9999 0.7711 -2.500 -0.4350 0.07341 0.06624 0.0644 0.9999 0.7335 -2.250 -0.4219 0.07168 0.06454 0.0580 0.9999 0.6876 -2.000 -0.3807 0.07053 0.06344 0.0474 0.9999 0.6367 -1.750 -0.3345 0.06929 0.06230 0.0371 0.9999 0.5908 -1.500 -0.1341 0.06403 0.05660 -0.0051 0.8469 0.5222 -1.250 -0.0876 0.06188 0.05416 -0.0113 0.7476 0.5018 -1.000 -0.0404 0.05942 0.05135 -0.0165 0.6520 0.4857 -0.750 0.1201 0.05324 0.04268 -0.0389 0.5959 0.4657 -0.500 0.1954 0.05214 0.04031 -0.0485 0.5694 0.4716 -0.250 0.2701 0.05162 0.03881 -0.0585 0.5504 0.4826 0.000 0.3403 0.05122 0.03774 -0.0676 0.5365 0.4976 0.250 0.4163 0.05061 0.03665 -0.0776 0.5281 0.5349 0.500 0.4829 0.04956 0.03567 -0.0858 0.5229 0.6051 0.750 0.6550 0.04867 0.03528 -0.1174 0.5148 1.0001 1.000 0.7039 0.05041 0.03654 -0.1227 0.5132 1.0001 1.250 0.7433 0.05214 0.03794 -0.1260 0.5126 1.0001 1.500 0.7752 0.05393 0.03952 -0.1278 0.5128 1.0001 1.750 0.8001 0.05582 0.04129 -0.1285 0.5139 1.0001 2.000 0.8195 0.05794 0.04337 -0.1284 0.5156 1.0001 2.250 0.8334 0.06034 0.04578 -0.1276 0.5179 1.0001 2.500 0.8429 0.06305 0.04850 -0.1263 0.5209 1.0001 2.750 0.8506 0.06606 0.05151 -0.1250 0.5242 1.0001 3.000 0.8581 0.06932 0.05475 -0.1239 0.5277 1.0001 3.250 0.7973 0.07550 0.06141 -0.1154 0.5366 1.0001 3.500 0.7262 0.08354 0.06975 -0.1081 0.5497 1.0001 3.750 0.7132 0.08911 0.07527 -0.1072 0.5586 1.0001 4.000 0.6445 0.09897 0.08530 -0.1048 0.5805 1.0001 4.250 0.5997 0.10630 0.09269 -0.1036 0.6029 1.0001 4.500 0.5730 0.11211 0.09848 -0.1031 0.6252 1.0001 4.750 0.5569 0.11734 0.10365 -0.1031 0.6490 1.0001 5.000 0.5283 0.12259 0.10891 -0.1021 0.6830 1.0001