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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2802 0.07477 0.05949 0.0296 0.9999 0.8341 -2.750 -0.3034 0.07235 0.05729 0.0348 0.9999 0.8270 -2.500 -0.3059 0.06975 0.05485 0.0361 0.9999 0.8235 -2.250 -0.3033 0.06718 0.05240 0.0366 0.9999 0.8231 -2.000 -0.2922 0.06470 0.05000 0.0358 0.9999 0.8273 -1.750 -0.2575 0.06241 0.04777 0.0310 0.9999 0.8418 -1.500 -0.1938 0.06037 0.04589 0.0207 0.9999 0.8742 -1.250 -0.0537 0.05887 0.04452 -0.0072 0.9999 0.9976 -1.000 -0.0583 0.05703 0.04281 -0.0058 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0538 0.05541 0.04115 -0.0059 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0338 0.05445 0.03992 -0.0088 0.9999 1.0001 -0.250 0.0035 0.05422 0.03924 -0.0146 0.9999 1.0001 0.000 0.0548 0.05470 0.03910 -0.0229 0.9999 1.0001 0.250 0.1125 0.05579 0.03942 -0.0319 0.9999 1.0001 0.500 0.1594 0.05729 0.04038 -0.0386 0.9999 1.0001 0.750 0.1842 0.05952 0.04245 -0.0424 0.9999 1.0001 1.000 0.1783 0.06343 0.04644 -0.0438 0.9999 1.0001 1.250 0.1674 0.06776 0.05058 -0.0449 0.9999 1.0001 1.500 0.1680 0.07142 0.05381 -0.0466 0.9999 1.0001 1.750 0.1738 0.07470 0.05661 -0.0483 0.9999 1.0001 2.000 0.1821 0.07775 0.05916 -0.0498 0.9999 1.0001 2.250 0.1915 0.08064 0.06157 -0.0512 0.9999 1.0001 2.500 0.2017 0.08342 0.06388 -0.0524 0.9999 1.0001 2.750 0.2124 0.08613 0.06614 -0.0535 0.9999 1.0001 3.000 0.2233 0.08879 0.06836 -0.0545 0.9999 1.0001 3.250 0.2347 0.09140 0.07057 -0.0554 0.9999 1.0001 3.500 0.2461 0.09400 0.07279 -0.0563 0.9999 1.0001 3.750 0.2576 0.09659 0.07503 -0.0570 0.9999 1.0001 4.000 0.2692 0.09917 0.07727 -0.0578 0.9999 1.0001 4.250 0.2808 0.10176 0.07953 -0.0585 0.9999 1.0001 4.500 0.2925 0.10434 0.08181 -0.0592 0.9999 1.0001 4.750 0.3043 0.10691 0.08409 -0.0599 0.9999 1.0001 5.000 0.3160 0.10949 0.08640 -0.0605 0.9999 1.0001