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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2295 0.08600 0.07204 0.0276 0.9999 0.8521 -2.750 -0.2527 0.08347 0.06972 0.0328 0.9999 0.8422 -2.500 -0.2690 0.08080 0.06733 0.0367 0.9999 0.8336 -2.250 -0.2925 0.07808 0.06481 0.0418 0.9999 0.8251 -2.000 -0.3026 0.07535 0.06228 0.0443 0.9999 0.8182 -1.750 -0.3093 0.07268 0.05969 0.0462 0.9999 0.8132 -1.500 -0.2969 0.07024 0.05738 0.0449 0.9999 0.8121 -1.250 -0.2701 0.06799 0.05534 0.0414 0.9999 0.8170 -1.000 -0.2351 0.06604 0.05366 0.0365 0.9999 0.8263 -0.750 -0.1833 0.06442 0.05253 0.0285 0.9999 0.8451 -0.250 -0.0223 0.06400 0.05357 -0.0035 0.9999 1.0001 0.000 -0.0280 0.06456 0.05442 -0.0037 0.9999 1.0001 0.250 -0.0470 0.06728 0.05731 -0.0034 0.9999 1.0001 0.500 -0.0635 0.07042 0.06035 -0.0038 0.9999 1.0001 0.750 -0.0657 0.07305 0.06272 -0.0060 0.9999 1.0001 1.000 -0.0581 0.07561 0.06490 -0.0095 0.9999 1.0001 1.250 -0.0433 0.07826 0.06709 -0.0140 0.9999 1.0001 1.500 -0.0234 0.08110 0.06941 -0.0191 0.9999 1.0001 1.750 0.0009 0.08410 0.07183 -0.0248 0.9999 1.0001 2.000 0.0280 0.08731 0.07439 -0.0307 0.9999 1.0001 2.250 0.0586 0.09077 0.07712 -0.0371 0.9999 1.0001 2.500 0.0901 0.09438 0.07994 -0.0433 0.9999 1.0001 2.750 0.1207 0.09802 0.08273 -0.0489 0.9999 1.0001 3.000 0.1476 0.10149 0.08538 -0.0533 0.9999 1.0001 3.250 0.1708 0.10481 0.08791 -0.0567 0.9999 1.0001 3.500 0.1910 0.10792 0.09032 -0.0593 0.9999 1.0001 3.750 0.2091 0.11091 0.09266 -0.0612 0.9999 1.0001 4.000 0.2257 0.11380 0.09496 -0.0628 0.9999 1.0001 4.250 0.2412 0.11662 0.09725 -0.0641 0.9999 1.0001 4.500 0.2560 0.11939 0.09952 -0.0652 0.9999 1.0001 4.750 0.2701 0.12214 0.10181 -0.0662 0.9999 1.0001 5.000 0.2840 0.12486 0.10410 -0.0671 0.9999 1.0001