XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu01 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 -0.4348 0.07324 0.06150 0.0459 0.9999 0.6728 -2.750 -0.4204 0.07094 0.05906 0.0428 0.9999 0.6568 -2.500 -0.3991 0.06887 0.05681 0.0385 0.9999 0.6411 -2.250 -0.3718 0.06689 0.05464 0.0339 0.9999 0.6268 -2.000 -0.3405 0.06481 0.05239 0.0296 0.9999 0.6162 -1.750 -0.3071 0.06309 0.05046 0.0250 0.9999 0.6087 -1.500 -0.2726 0.06136 0.04855 0.0210 0.9999 0.6077 -1.250 -0.2370 0.05964 0.04668 0.0174 0.9999 0.6103 -1.000 -0.1985 0.05809 0.04502 0.0135 0.9999 0.6147 -0.750 -0.1558 0.05676 0.04361 0.0088 0.9999 0.6199 -0.500 -0.1101 0.05546 0.04230 0.0037 0.9999 0.6286 -0.250 -0.0638 0.05401 0.04107 -0.0012 0.9999 0.6495 0.000 -0.0169 0.05273 0.04023 -0.0068 0.9999 0.6809 0.250 0.0207 0.05248 0.04077 -0.0126 0.9999 0.7165 0.500 0.0090 0.05667 0.04531 -0.0148 0.9999 0.7189 0.750 0.2824 0.05969 0.04713 -0.0742 0.8379 1.0001 1.000 0.3511 0.06154 0.04766 -0.0839 0.7951 1.0001 1.250 0.3932 0.06351 0.04881 -0.0884 0.7689 1.0001 1.500 0.4255 0.06577 0.05043 -0.0914 0.7527 1.0001 1.750 0.4535 0.06819 0.05235 -0.0938 0.7409 1.0001 2.000 0.4662 0.07119 0.05496 -0.0944 0.7335 1.0001 2.250 0.4753 0.07436 0.05781 -0.0946 0.7285 1.0001 2.500 0.4872 0.07750 0.06064 -0.0952 0.7250 1.0001 2.750 0.4967 0.08077 0.06363 -0.0956 0.7234 1.0001 3.000 0.5018 0.08420 0.06681 -0.0956 0.7236 1.0001 3.250 0.5028 0.08772 0.07012 -0.0952 0.7259 1.0001 3.500 0.5044 0.09123 0.07342 -0.0949 0.7293 1.0001 3.750 0.5095 0.09472 0.07669 -0.0950 0.7334 1.0001 4.000 0.5204 0.09824 0.08000 -0.0959 0.7379 1.0001 4.250 0.5056 0.10165 0.08330 -0.0938 0.7476 1.0001 4.500 0.5112 0.10516 0.08663 -0.0941 0.7559 1.0001 4.750 0.5010 0.10828 0.08964 -0.0925 0.7688 1.0001 5.000 0.5118 0.11203 0.09320 -0.0936 0.7795 1.0001