XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu04 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0226 0.03380 0.02366 -0.0638 0.2594 0.1435 -2.750 0.0045 0.03124 0.02052 -0.0635 0.2576 0.1387 -2.500 0.0420 0.02930 0.01788 -0.0652 0.2551 0.1377 -2.250 0.0765 0.02832 0.01659 -0.0664 0.2536 0.1392 -2.000 0.1122 0.02730 0.01523 -0.0677 0.2520 0.1398 -1.750 0.1483 0.02661 0.01427 -0.0692 0.2505 0.1407 -1.500 0.1856 0.02615 0.01363 -0.0710 0.2490 0.1425 -1.250 0.2239 0.02586 0.01319 -0.0730 0.2478 0.1452 -1.000 0.2611 0.02586 0.01315 -0.0749 0.2467 0.1491 -0.750 0.2941 0.02629 0.01358 -0.0758 0.2456 0.1552 -0.500 0.3289 0.02662 0.01390 -0.0771 0.2450 0.1629 -0.250 0.3660 0.02686 0.01401 -0.0787 0.2443 0.1751 0.000 0.4072 0.02694 0.01402 -0.0815 0.2438 0.1974 0.250 0.4615 0.02720 0.01459 -0.0876 0.2433 0.2417 0.500 0.4944 0.02777 0.01520 -0.0886 0.2428 0.2794 0.750 0.5253 0.02840 0.01581 -0.0892 0.2419 0.3118 1.000 0.5636 0.02895 0.01643 -0.0918 0.2408 0.3382 1.250 0.6008 0.02955 0.01711 -0.0940 0.2403 0.3579 1.500 0.6354 0.03019 0.01785 -0.0955 0.2403 0.3746 1.750 0.6681 0.03084 0.01869 -0.0967 0.2412 0.3913 2.000 0.6995 0.03157 0.01968 -0.0975 0.2425 0.4111 2.250 0.7299 0.03233 0.02075 -0.0981 0.2439 0.4432 2.750 0.8812 0.03543 0.02530 -0.1206 0.2497 1.0001 3.000 0.9052 0.03684 0.02673 -0.1199 0.2517 1.0001 3.250 0.9289 0.03847 0.02833 -0.1192 0.2535 1.0001 3.500 0.9534 0.04038 0.03018 -0.1189 0.2555 1.0001 3.750 0.9701 0.04176 0.03225 -0.1161 0.2697 1.0001 4.000 0.9950 0.04363 0.03410 -0.1157 0.2753 1.0001 4.750 1.0005 0.05735 0.05084 -0.1139 0.4730 1.0001