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 = 0.060 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0791 0.06402 0.05508 -0.0696 0.2877 0.3081 -2.500 0.1660 0.06029 0.05095 -0.0802 0.2862 0.3416 -2.250 0.1986 0.05789 0.04854 -0.0818 0.2859 0.3498 -2.000 0.2250 0.05646 0.04705 -0.0824 0.2861 0.3693 -1.750 0.2486 0.05520 0.04576 -0.0821 0.2865 0.3934 -1.500 0.2707 0.05396 0.04455 -0.0812 0.2869 0.4196 -1.250 0.2920 0.05274 0.04335 -0.0799 0.2876 0.4464 -1.000 0.3208 0.05194 0.04247 -0.0808 0.2887 0.4533 -0.750 0.4154 0.04608 0.03422 -0.0968 0.2889 0.1897 -0.500 0.4491 0.04553 0.03342 -0.0978 0.2897 0.1908 -0.250 0.4848 0.04519 0.03277 -0.0992 0.2903 0.1932 0.000 0.5176 0.04541 0.03301 -0.1002 0.2905 0.1976 0.250 0.5510 0.04577 0.03325 -0.1012 0.2907 0.2070 0.500 0.5848 0.04634 0.03389 -0.1025 0.2911 0.2167 0.750 0.6364 0.04721 0.03474 -0.1079 0.2924 0.2334 1.000 0.6957 0.04865 0.03624 -0.1152 0.2954 0.2674 1.250 0.7506 0.05089 0.03848 -0.1218 0.2983 0.3325 1.500 0.7827 0.05028 0.03852 -0.1222 0.3088 0.3681 1.750 0.8126 0.05230 0.04083 -0.1233 0.3176 0.3968 2.000 0.8447 0.05513 0.04371 -0.1251 0.3235 0.4267 2.250 0.8651 0.05633 0.04553 -0.1241 0.3474 0.4410 2.500 0.9036 0.06041 0.04993 -0.1281 0.3800 0.4644 3.000 0.1260 0.09739 0.08951 -0.0461 0.7688 0.1871 3.250 0.1696 0.09924 0.09105 -0.0506 0.7456 0.1902 3.750 0.2808 0.10343 0.09471 -0.0632 0.6873 0.2086 4.000 0.3460 0.10530 0.09654 -0.0703 0.6513 0.2268 4.250 0.4069 0.10735 0.09857 -0.0767 0.6134 0.2597 4.500 0.4605 0.10957 0.10085 -0.0818 0.5850 0.3223 4.750 0.5415 0.11293 0.10430 -0.0894 0.5753 0.3864 5.000 0.5280 0.11391 0.10530 -0.0851 0.5378 0.3951