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 = 0.080 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0535 0.04075 0.03109 -0.0570 0.2905 0.1731 -2.750 -0.0330 0.03759 0.02745 -0.0557 0.2876 0.1627 -2.500 -0.0094 0.03459 0.02371 -0.0546 0.2837 0.1581 -2.250 0.0222 0.03304 0.02172 -0.0552 0.2797 0.1582 -2.000 0.0675 0.03154 0.01972 -0.0586 0.2764 0.1578 -1.750 0.1223 0.03027 0.01786 -0.0639 0.2735 0.1582 -1.500 0.1654 0.02955 0.01691 -0.0668 0.2716 0.1599 -1.250 0.2082 0.02917 0.01636 -0.0697 0.2700 0.1633 -1.000 0.2464 0.02903 0.01603 -0.0716 0.2685 0.1699 -0.750 0.2843 0.02896 0.01575 -0.0734 0.2671 0.1774 -0.500 0.3244 0.02882 0.01546 -0.0758 0.2661 0.1868 -0.250 0.3759 0.02856 0.01521 -0.0810 0.2650 0.2044 0.000 0.4369 0.02868 0.01559 -0.0885 0.2641 0.2457 0.250 0.4780 0.02912 0.01613 -0.0913 0.2639 0.3030 0.500 0.5165 0.02960 0.01670 -0.0936 0.2641 0.3471 0.750 0.5541 0.03009 0.01734 -0.0958 0.2638 0.3790 1.000 0.5888 0.03065 0.01799 -0.0974 0.2632 0.4008 1.250 0.6220 0.03124 0.01872 -0.0986 0.2627 0.4234 1.500 0.6538 0.03180 0.01947 -0.0995 0.2620 0.4508 2.000 0.8036 0.03389 0.02302 -0.1213 0.2643 1.0001 2.250 0.8293 0.03500 0.02413 -0.1208 0.2659 1.0001 2.500 0.8543 0.03622 0.02536 -0.1202 0.2678 1.0001 2.750 0.8787 0.03754 0.02668 -0.1195 0.2696 1.0001 3.000 0.9026 0.03903 0.02816 -0.1189 0.2714 1.0001 3.250 0.9267 0.04080 0.02990 -0.1184 0.2731 1.0001 3.500 0.9450 0.04169 0.03140 -0.1160 0.2824 1.0001 3.750 0.9654 0.04364 0.03347 -0.1149 0.2878 1.0001 4.000 0.9878 0.04592 0.03572 -0.1143 0.2912 1.0001 4.250 1.0071 0.04795 0.03838 -0.1129 0.3152 1.0001 4.500 0.6889 0.07834 0.07170 -0.1033 0.6064 1.0001