XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/28 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3717 0.08805 0.07855 0.0556 0.9999 0.7752 -2.750 -0.4049 0.08541 0.07605 0.0605 0.9999 0.7555 -2.500 -0.4111 0.08268 0.07344 0.0607 0.9999 0.7357 -2.250 -0.4067 0.08013 0.07100 0.0590 0.9999 0.7163 -2.000 -0.3921 0.07791 0.06887 0.0555 0.9999 0.6978 -1.750 -0.3676 0.07605 0.06712 0.0507 0.9999 0.6797 -1.500 -0.3370 0.07462 0.06583 0.0450 0.9999 0.6626 -1.250 -0.3062 0.07388 0.06526 0.0390 0.9999 0.6470 -1.000 -0.2885 0.07404 0.06576 0.0349 0.9999 0.6369 -0.750 -0.1950 0.07812 0.06965 0.0086 0.9180 0.6235 -0.500 -0.1095 0.07726 0.06825 -0.0079 0.8438 0.6187 -0.250 -0.0553 0.07675 0.06725 -0.0166 0.8009 0.6191 0.000 -0.0152 0.07705 0.06715 -0.0226 0.7715 0.6198 0.250 0.0280 0.07762 0.06729 -0.0290 0.7493 0.6218 0.500 0.0708 0.07861 0.06783 -0.0355 0.7335 0.6271 0.750 0.1038 0.07979 0.06874 -0.0403 0.7224 0.6374 1.000 0.1386 0.08134 0.06997 -0.0456 0.7144 0.6519 1.250 0.1638 0.08345 0.07186 -0.0498 0.7093 0.6671 1.500 0.1996 0.08502 0.07340 -0.0557 0.7051 0.6942 1.750 0.2527 0.08625 0.07503 -0.0650 0.7011 0.7495 2.000 0.3175 0.08964 0.07885 -0.0785 0.6993 1.0001 2.250 0.3315 0.09420 0.08294 -0.0823 0.7028 1.0001 2.500 0.3479 0.09887 0.08705 -0.0864 0.7075 1.0001 2.750 0.3711 0.10354 0.09104 -0.0911 0.7127 1.0001 3.000 0.3992 0.10811 0.09490 -0.0958 0.7177 1.0001 3.250 0.3870 0.11194 0.09852 -0.0947 0.7292 1.0001 3.500 0.4073 0.11626 0.10228 -0.0977 0.7368 1.0001 3.750 0.3959 0.11966 0.10549 -0.0964 0.7515 1.0001 4.000 0.3965 0.12330 0.10882 -0.0966 0.7665 1.0001 4.250 0.4092 0.12751 0.11259 -0.0983 0.7802 1.0001 4.500 0.3901 0.13020 0.11518 -0.0958 0.8096 1.0001 4.750 0.3834 0.13401 0.11876 -0.0950 0.8460 1.0001 5.000 0.2617 0.13058 0.11588 -0.0715 0.9999 1.0001