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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0378 0.03710 0.02719 -0.0606 0.2726 0.1557 -2.750 -0.0169 0.03308 0.02230 -0.0589 0.2709 0.1465 -2.500 0.0151 0.03143 0.02025 -0.0595 0.2679 0.1464 -2.250 0.0522 0.02995 0.01830 -0.0612 0.2653 0.1470 -2.000 0.0934 0.02869 0.01660 -0.0637 0.2627 0.1472 -1.750 0.1374 0.02783 0.01540 -0.0669 0.2605 0.1481 -1.500 0.1785 0.02757 0.01496 -0.0695 0.2584 0.1502 -1.250 0.2170 0.02750 0.01471 -0.0716 0.2569 0.1531 -1.000 0.2577 0.02761 0.01462 -0.0743 0.2555 0.1588 -0.750 0.2933 0.02791 0.01486 -0.0757 0.2546 0.1658 -0.500 0.3305 0.02800 0.01482 -0.0774 0.2541 0.1748 -0.250 0.3695 0.02802 0.01475 -0.0796 0.2535 0.1883 0.000 0.4332 0.02790 0.01488 -0.0878 0.2529 0.2235 0.250 0.4708 0.02843 0.01552 -0.0898 0.2528 0.2708 0.500 0.5052 0.02898 0.01615 -0.0912 0.2526 0.3089 0.750 0.5422 0.02948 0.01677 -0.0933 0.2521 0.3439 1.000 0.5778 0.02999 0.01739 -0.0951 0.2513 0.3682 1.250 0.6122 0.03057 0.01809 -0.0966 0.2509 0.3866 1.500 0.6450 0.03118 0.01886 -0.0977 0.2506 0.4053 1.750 0.6769 0.03190 0.01974 -0.0987 0.2511 0.4282 2.000 0.7078 0.03262 0.02073 -0.0995 0.2519 0.4682 2.250 0.8315 0.03441 0.02368 -0.1220 0.2535 1.0001 2.500 0.8573 0.03580 0.02500 -0.1217 0.2545 1.0001 2.750 0.8826 0.03676 0.02596 -0.1210 0.2559 1.0001 3.000 0.9033 0.03748 0.02717 -0.1190 0.2619 1.0001 3.250 0.9255 0.03908 0.02895 -0.1179 0.2664 1.0001 3.500 0.9474 0.04080 0.03073 -0.1169 0.2698 1.0001 3.750 0.9706 0.04285 0.03272 -0.1163 0.2725 1.0001 4.000 0.9892 0.04489 0.03556 -0.1143 0.2980 1.0001 4.500 0.8595 0.06431 0.05795 -0.1093 0.5553 1.0001 4.750 0.8864 0.06529 0.05886 -0.1076 0.5344 1.0001 5.000 0.9089 0.06662 0.06009 -0.1054 0.5131 1.0001