XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/25 1 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 0.2403 0.06502 0.05659 -0.1042 0.2362 0.2199 -2.750 0.2632 0.06327 0.05484 -0.1042 0.2359 0.2219 -2.500 0.2893 0.06187 0.05341 -0.1050 0.2371 0.2240 -2.250 0.3150 0.06057 0.05205 -0.1058 0.2383 0.2254 -2.000 0.3405 0.05942 0.05083 -0.1063 0.2394 0.2260 -1.750 0.3658 0.05825 0.04959 -0.1067 0.2408 0.2249 -1.500 0.3761 0.04359 0.03281 -0.1041 0.2401 0.1365 -1.250 0.4140 0.04262 0.03145 -0.1061 0.2418 0.1369 -1.000 0.4565 0.04243 0.03099 -0.1091 0.2439 0.1372 -0.750 0.5021 0.04295 0.03133 -0.1130 0.2465 0.1373 -0.500 0.5508 0.04475 0.03302 -0.1180 0.2498 0.1382 -0.250 0.5960 0.04466 0.03295 -0.1214 0.2541 0.1400 0.000 0.6351 0.04695 0.03584 -0.1233 0.2778 0.1419 0.500 0.7791 0.04565 0.03713 -0.1420 0.5032 0.1508 0.750 0.7908 0.05053 0.04199 -0.1397 0.4904 0.1550 1.000 0.7901 0.05016 0.04185 -0.1337 0.4788 0.1589 1.500 0.8093 0.05480 0.04651 -0.1272 0.4468 0.1736 2.000 0.8324 0.05938 0.05090 -0.1216 0.4137 0.2042 2.500 0.8435 0.06389 0.05542 -0.1143 0.3851 0.2312 2.750 0.8644 0.06614 0.05763 -0.1134 0.3782 0.2484 3.000 0.8899 0.07008 0.06139 -0.1134 0.3737 0.2676 3.250 0.8369 0.07070 0.06240 -0.1000 0.3561 0.2616 3.500 0.8415 0.07270 0.06439 -0.0964 0.3503 0.2729 3.750 0.8676 0.07521 0.06676 -0.0963 0.3458 0.2922 4.000 0.9229 0.08683 0.07805 -0.1052 0.3393 0.3145 4.250 0.7994 0.08151 0.07327 -0.0788 0.3315 0.2903 4.500 0.7584 0.08424 0.07609 -0.0701 0.3247 0.2881 4.750 0.7663 0.08692 0.07885 -0.0688 0.3195 0.2986 5.000 0.8065 0.08914 0.08100 -0.0714 0.3159 0.3166