XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/25 1 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.070 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2356 0.06797 0.05913 -0.0997 0.2699 0.2597 -2.500 0.2862 0.06561 0.05654 -0.1030 0.2698 0.2709 -2.250 0.3083 0.06381 0.05475 -0.1026 0.2697 0.2736 -2.000 0.3307 0.06259 0.05352 -0.1023 0.2689 0.2772 -1.750 0.3586 0.06294 0.05363 -0.1038 0.2688 0.2895 -1.500 0.3778 0.06100 0.05178 -0.1026 0.2695 0.2920 -1.250 0.3998 0.06010 0.05093 -0.1017 0.2709 0.2986 -1.000 0.4223 0.05979 0.05058 -0.1013 0.2726 0.3138 -0.750 0.4451 0.05933 0.05012 -0.1006 0.2745 0.3201 -0.500 0.4703 0.05921 0.04992 -0.1005 0.2762 0.3211 -0.250 0.5297 0.05180 0.04062 -0.1066 0.2772 0.1700 0.000 0.5656 0.05281 0.04138 -0.1086 0.2797 0.1711 0.250 0.6034 0.05215 0.04047 -0.1102 0.2829 0.1753 0.500 0.6231 0.05216 0.04108 -0.1077 0.2977 0.1791 0.750 0.6554 0.05428 0.04320 -0.1090 0.3051 0.1848 1.500 0.4076 0.06731 0.05998 -0.0673 0.5888 0.1691 2.000 0.0326 0.10234 0.09639 -0.0385 0.7170 0.1745 2.250 0.0738 0.10142 0.09516 -0.0398 0.6851 0.1727 2.750 0.1992 0.09870 0.09133 -0.0479 0.6187 0.1662 3.000 0.2628 0.09903 0.09137 -0.0525 0.5902 0.1680 3.250 0.3187 0.09975 0.09184 -0.0562 0.5609 0.1724 3.500 0.3602 0.10090 0.09282 -0.0583 0.5315 0.1789 3.750 0.3922 0.10261 0.09441 -0.0596 0.5028 0.1859 4.000 0.4276 0.10500 0.09668 -0.0626 0.4766 0.1936 4.250 0.5277 0.10670 0.09831 -0.0729 0.4663 0.2255 4.500 0.6339 0.10754 0.09921 -0.0798 0.4630 0.2965 4.750 0.5826 0.11114 0.10271 -0.0740 0.4350 0.2866 5.000 0.6683 0.11237 0.10397 -0.0787 0.4327 0.3394