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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2119 0.07143 0.06537 0.0261 0.9352 0.8144 -2.750 -0.2692 0.06950 0.06360 0.0362 0.9373 0.7907 -2.500 -0.3112 0.06737 0.06153 0.0407 0.9329 0.7555 -2.250 -0.2591 0.06421 0.05817 0.0238 0.8657 0.6675 -2.000 -0.2108 0.06274 0.05652 0.0123 0.7787 0.5947 -1.750 -0.0412 0.05828 0.04927 -0.0215 0.5513 0.4755 -1.500 0.0115 0.05707 0.04706 -0.0287 0.5267 0.4510 -1.250 0.0619 0.05609 0.04533 -0.0352 0.5093 0.4317 -1.000 0.1156 0.05470 0.04328 -0.0414 0.4950 0.4186 -0.750 0.1780 0.05415 0.04190 -0.0497 0.4853 0.4050 -0.500 0.2465 0.05313 0.04018 -0.0585 0.4777 0.4028 -0.250 0.3100 0.05218 0.03879 -0.0661 0.4727 0.4122 0.000 0.3721 0.05167 0.03785 -0.0734 0.4688 0.4282 0.250 0.4416 0.05105 0.03695 -0.0823 0.4656 0.4506 0.500 0.5176 0.05021 0.03608 -0.0923 0.4629 0.5075 1.000 0.7349 0.04944 0.03630 -0.1274 0.4601 1.0001 1.250 0.7757 0.05105 0.03767 -0.1308 0.4611 1.0001 1.500 0.8103 0.05272 0.03917 -0.1330 0.4627 1.0001 1.750 0.8398 0.05446 0.04079 -0.1342 0.4648 1.0001 2.000 0.8651 0.05633 0.04260 -0.1347 0.4666 1.0001 2.250 0.8868 0.05835 0.04454 -0.1346 0.4682 1.0001 2.500 0.9054 0.06050 0.04666 -0.1339 0.4698 1.0001 2.750 0.9200 0.06285 0.04898 -0.1328 0.4714 1.0001 3.000 0.9329 0.06539 0.05150 -0.1314 0.4731 1.0001 3.250 0.9446 0.06818 0.05429 -0.1300 0.4747 1.0001 3.500 0.9127 0.07153 0.05801 -0.1229 0.4805 1.0001 3.750 0.8574 0.07712 0.06393 -0.1144 0.4903 1.0001 4.000 0.8401 0.08200 0.06884 -0.1112 0.4977 1.0001 4.250 0.8530 0.08581 0.07256 -0.1114 0.5029 1.0001 4.500 0.7444 0.09701 0.08411 -0.1040 0.5294 1.0001 4.750 0.6349 0.11050 0.09797 -0.1037 0.5802 1.0001