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 -0.2793 0.07489 0.05960 0.0295 0.9999 0.8362 -2.750 -0.2931 0.07241 0.05731 0.0330 0.9999 0.8318 -2.500 -0.2954 0.06984 0.05490 0.0345 0.9999 0.8302 -2.250 -0.2925 0.06728 0.05247 0.0350 0.9999 0.8309 -2.000 -0.2818 0.06481 0.05012 0.0342 0.9999 0.8345 -1.750 -0.2514 0.06249 0.04788 0.0299 0.9999 0.8455 -1.500 -0.1853 0.06047 0.04597 0.0190 0.9999 0.8804 -1.250 -0.0539 0.05904 0.04465 -0.0076 0.9999 1.0001 -1.000 -0.0589 0.05703 0.04282 -0.0059 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0543 0.05541 0.04111 -0.0061 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0338 0.05445 0.03988 -0.0091 0.9999 1.0001 -0.250 0.0044 0.05425 0.03920 -0.0151 0.9999 1.0001 0.000 0.0574 0.05477 0.03904 -0.0238 0.9999 1.0001 0.250 0.1157 0.05589 0.03935 -0.0329 0.9999 1.0001 0.500 0.1613 0.05738 0.04028 -0.0393 0.9999 1.0001 0.750 0.1851 0.05955 0.04231 -0.0427 0.9999 1.0001 1.000 0.1793 0.06342 0.04626 -0.0440 0.9999 1.0001 1.250 0.1681 0.06774 0.05039 -0.0451 0.9999 1.0001 1.500 0.1680 0.07141 0.05366 -0.0466 0.9999 1.0001 1.750 0.1734 0.07466 0.05645 -0.0483 0.9999 1.0001 2.000 0.1813 0.07771 0.05901 -0.0498 0.9999 1.0001 2.250 0.1905 0.08059 0.06142 -0.0511 0.9999 1.0001 2.500 0.2006 0.08336 0.06374 -0.0523 0.9999 1.0001 2.750 0.2112 0.08607 0.06599 -0.0534 0.9999 1.0001 3.000 0.2221 0.08872 0.06822 -0.0544 0.9999 1.0001 3.250 0.2333 0.09135 0.07046 -0.0553 0.9999 1.0001 3.500 0.2446 0.09395 0.07270 -0.0561 0.9999 1.0001 3.750 0.2562 0.09655 0.07493 -0.0569 0.9999 1.0001 4.000 0.2677 0.09913 0.07719 -0.0577 0.9999 1.0001 4.250 0.2794 0.10171 0.07945 -0.0584 0.9999 1.0001 4.500 0.2912 0.10428 0.08171 -0.0591 0.9999 1.0001 4.750 0.3029 0.10687 0.08401 -0.0598 0.9999 1.0001 5.000 0.3146 0.10944 0.08632 -0.0604 0.9999 1.0001