XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/26 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2525 0.06848 0.05889 -0.0506 0.4253 0.9084 -2.750 0.1941 0.06752 0.05816 -0.0383 0.4271 0.8732 -1.750 -0.0403 0.06008 0.05143 0.0047 0.4343 0.7534 -1.500 0.0155 0.06141 0.05229 -0.0121 0.4319 0.6556 -1.250 0.1297 0.06317 0.05321 -0.0389 0.4262 0.5285 -1.000 0.2244 0.06356 0.05272 -0.0580 0.4204 0.4323 -0.750 0.2971 0.06239 0.05098 -0.0692 0.4155 0.3938 -0.500 0.3512 0.06175 0.04996 -0.0759 0.4124 0.3732 -0.250 0.3997 0.06099 0.04897 -0.0809 0.4108 0.3676 0.000 0.4525 0.06060 0.04831 -0.0866 0.4106 0.3689 0.250 0.5072 0.06049 0.04789 -0.0927 0.4111 0.3730 0.500 0.5650 0.06071 0.04774 -0.0994 0.4119 0.3788 0.750 0.6264 0.06094 0.04778 -0.1070 0.4131 0.3943 1.000 0.6882 0.06145 0.04814 -0.1146 0.4147 0.4311 1.250 0.7375 0.06087 0.04793 -0.1198 0.4185 0.4976 1.500 0.7756 0.06079 0.04850 -0.1228 0.4230 0.5986 1.750 0.8738 0.06208 0.05118 -0.1403 0.4300 1.0001 2.000 0.8956 0.06466 0.05368 -0.1407 0.4349 1.0001 2.250 0.9194 0.06752 0.05641 -0.1414 0.4395 1.0001 2.500 0.9514 0.07071 0.05940 -0.1437 0.4439 1.0001 2.750 0.8909 0.07329 0.06266 -0.1309 0.4540 1.0001 3.000 0.8576 0.07789 0.06749 -0.1240 0.4637 1.0001 3.250 0.8815 0.08181 0.07120 -0.1257 0.4712 1.0001 3.500 0.7016 0.09333 0.08376 -0.1053 0.4993 1.0001 4.250 0.1039 0.12430 0.11462 -0.0474 0.8752 0.3537 4.500 0.1392 0.12851 0.11855 -0.0532 0.8848 0.3599 4.750 0.1464 0.12879 0.11870 -0.0537 0.8921 0.3643 5.000 0.1745 0.13212 0.12177 -0.0581 0.8992 0.3729