XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu02 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 -0.4195 0.08294 0.07256 0.0572 0.9999 0.7408 -2.750 -0.4306 0.08041 0.07009 0.0578 0.9999 0.7213 -2.500 -0.4258 0.07804 0.06772 0.0558 0.9999 0.7022 -2.250 -0.4095 0.07593 0.06559 0.0521 0.9999 0.6832 -2.000 -0.3838 0.07402 0.06368 0.0472 0.9999 0.6647 -1.750 -0.3515 0.07211 0.06179 0.0419 0.9999 0.6476 -1.500 -0.3157 0.07037 0.06007 0.0365 0.9999 0.6331 -1.250 -0.2771 0.06909 0.05881 0.0304 0.9999 0.6211 -1.000 -0.2401 0.06759 0.05753 0.0256 0.9999 0.6155 -0.750 -0.2082 0.06693 0.05711 0.0209 0.9999 0.6126 -0.500 -0.1989 0.06835 0.05889 0.0179 0.9999 0.6110 -0.250 -0.0788 0.07125 0.06134 -0.0115 0.8885 0.6158 0.000 -0.0056 0.07138 0.06091 -0.0247 0.8323 0.6198 0.250 0.0477 0.07146 0.06062 -0.0329 0.7983 0.6313 0.500 0.1068 0.07144 0.06023 -0.0417 0.7724 0.6535 0.750 0.1454 0.07241 0.06098 -0.0475 0.7550 0.6748 1.000 0.1924 0.07299 0.06159 -0.0548 0.7412 0.7128 1.250 0.2925 0.07346 0.06299 -0.0735 0.7253 1.0001 1.500 0.3232 0.07742 0.06624 -0.0797 0.7191 1.0001 1.750 0.3718 0.08146 0.06926 -0.0883 0.7124 1.0001 2.000 0.4107 0.08516 0.07208 -0.0942 0.7069 1.0001 2.250 0.4234 0.08902 0.07541 -0.0959 0.7051 1.0001 2.500 0.4353 0.09275 0.07865 -0.0973 0.7043 1.0001 2.750 0.4460 0.09641 0.08185 -0.0983 0.7043 1.0001 3.000 0.4571 0.10007 0.08508 -0.0993 0.7057 1.0001 3.250 0.4686 0.10374 0.08833 -0.1003 0.7075 1.0001 3.500 0.4574 0.10752 0.09194 -0.0989 0.7154 1.0001 3.750 0.4618 0.11121 0.09531 -0.0991 0.7223 1.0001 4.000 0.4619 0.11484 0.09870 -0.0989 0.7322 1.0001 4.250 0.4616 0.11852 0.10212 -0.0988 0.7448 1.0001 4.500 0.4522 0.12183 0.10527 -0.0975 0.7622 1.0001 4.750 0.4459 0.12519 0.10845 -0.0967 0.7828 1.0001 5.000 0.4402 0.12866 0.11174 -0.0959 0.8092 1.0001