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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2072 0.09731 0.09000 0.0356 0.9999 0.8415 -2.750 -0.2468 0.09470 0.08765 0.0427 0.9999 0.8223 -2.500 -0.2937 0.09201 0.08519 0.0511 0.9999 0.8053 -2.250 -0.3421 0.08933 0.08271 0.0592 0.9999 0.7890 -2.000 -0.3795 0.08719 0.08077 0.0644 0.9999 0.7724 -1.750 -0.4022 0.08693 0.08083 0.0659 0.9999 0.7591 -1.500 -0.2665 0.08680 0.08015 0.0283 0.8670 0.7123 -1.250 -0.2208 0.08614 0.07904 0.0172 0.8167 0.6888 -1.000 -0.1909 0.08641 0.07895 0.0105 0.7840 0.6717 -0.750 -0.1568 0.08654 0.07876 0.0039 0.7606 0.6585 -0.500 -0.1273 0.08723 0.07909 -0.0016 0.7430 0.6488 -0.250 -0.0911 0.08770 0.07919 -0.0077 0.7288 0.6407 0.000 -0.0750 0.08964 0.08082 -0.0110 0.7199 0.6345 0.250 -0.0352 0.09042 0.08120 -0.0174 0.7108 0.6296 0.500 -0.0217 0.09255 0.08309 -0.0200 0.7067 0.6259 0.750 -0.0027 0.09477 0.08502 -0.0235 0.7039 0.6221 1.000 0.0177 0.09721 0.08716 -0.0273 0.7022 0.6186 1.250 0.0373 0.09977 0.08941 -0.0310 0.7024 0.6173 1.500 0.0564 0.10235 0.09172 -0.0345 0.7039 0.6187 1.750 0.0759 0.10502 0.09412 -0.0381 0.7065 0.6221 2.000 0.0999 0.10778 0.09658 -0.0423 0.7095 0.6284 2.250 0.1052 0.11082 0.09943 -0.0439 0.7158 0.6318 2.500 0.1175 0.11353 0.10199 -0.0466 0.7224 0.6386 2.750 0.1429 0.11648 0.10471 -0.0513 0.7276 0.6494 3.000 0.1521 0.11924 0.10736 -0.0536 0.7371 0.6584 3.250 0.1728 0.12217 0.11020 -0.0579 0.7468 0.6755 3.500 0.1857 0.12493 0.11299 -0.0613 0.7607 0.6922 3.750 0.2276 0.12818 0.11671 -0.0702 0.7726 0.7387 4.000 0.2296 0.13078 0.11987 -0.0728 0.8038 0.7692 4.750 0.1114 0.13251 0.12104 -0.0493 0.9999 0.7326 5.000 0.1668 0.13850 0.12718 -0.0599 0.9999 1.0001