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 = 0.060 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.2081 0.06529 0.05611 -0.0902 0.2822 0.3016 -2.500 0.2352 0.06426 0.05495 -0.0922 0.2825 0.3155 -2.250 0.2608 0.06249 0.05321 -0.0923 0.2830 0.3249 -2.000 0.2852 0.06123 0.05191 -0.0928 0.2838 0.3403 -1.750 0.3100 0.06045 0.05109 -0.0931 0.2848 0.3604 -1.500 0.3331 0.05901 0.04971 -0.0925 0.2860 0.3698 -1.250 0.3535 0.05807 0.04880 -0.0914 0.2873 0.3921 -1.000 0.3722 0.05723 0.04800 -0.0897 0.2888 0.4188 -0.750 0.3926 0.05666 0.04743 -0.0885 0.2905 0.4413 -0.500 0.4829 0.05129 0.03981 -0.1034 0.2915 0.1898 -0.250 0.5149 0.05118 0.03943 -0.1041 0.2935 0.1915 0.000 0.5466 0.05178 0.03996 -0.1051 0.2954 0.1934 0.250 0.5808 0.05296 0.04101 -0.1067 0.2972 0.1966 0.500 0.6152 0.05275 0.04066 -0.1078 0.2989 0.2016 1.000 0.6787 0.05273 0.04102 -0.1090 0.3091 0.2175 1.250 0.7275 0.05456 0.04298 -0.1142 0.3168 0.2369 1.500 0.7757 0.05788 0.04635 -0.1197 0.3240 0.2742 1.750 0.8139 0.05899 0.04806 -0.1225 0.3509 0.3184 2.000 0.8503 0.06085 0.05108 -0.1273 0.4398 0.3456 2.250 0.3959 0.07699 0.06895 -0.0619 0.5675 0.1948 3.000 0.1047 0.10437 0.09705 -0.0419 0.7232 0.1823 3.750 0.2562 0.10706 0.09878 -0.0538 0.6276 0.1938 4.000 0.3294 0.10949 0.10091 -0.0623 0.5977 0.2032 4.250 0.3946 0.11201 0.10323 -0.0694 0.5688 0.2183 4.500 0.4377 0.11430 0.10549 -0.0736 0.5411 0.2378 4.750 0.5437 0.11878 0.11012 -0.0849 0.5340 0.3268 5.000 0.5412 0.11981 0.11113 -0.0827 0.5063 0.3427