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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0643 0.07425 0.06632 -0.0153 0.5671 0.8287 -2.750 0.0043 0.07256 0.06495 -0.0043 0.5716 0.8032 -2.500 -0.0577 0.07080 0.06345 0.0068 0.5762 0.7806 -2.250 -0.0893 0.06886 0.06151 0.0110 0.5753 0.7494 -2.000 -0.0927 0.06752 0.05988 0.0088 0.5695 0.7099 -1.750 -0.0380 0.06657 0.05812 -0.0036 0.5564 0.6602 -1.500 0.0151 0.06632 0.05732 -0.0147 0.5468 0.6146 -1.250 0.0756 0.06569 0.05613 -0.0258 0.5362 0.5734 -1.000 0.1553 0.06588 0.05536 -0.0406 0.5244 0.5316 -0.750 0.2053 0.06562 0.05471 -0.0480 0.5176 0.5074 -0.500 0.2542 0.06485 0.05365 -0.0542 0.5106 0.4940 -0.250 0.3054 0.06483 0.05321 -0.0607 0.5049 0.4865 0.000 0.3565 0.06487 0.05287 -0.0669 0.5019 0.4840 0.250 0.4073 0.06480 0.05250 -0.0729 0.5001 0.4847 0.500 0.4570 0.06493 0.05241 -0.0788 0.4994 0.4871 0.750 0.5018 0.06531 0.05267 -0.0837 0.4995 0.4962 1.000 0.5411 0.06620 0.05348 -0.0877 0.5004 0.5120 1.250 0.5696 0.06737 0.05474 -0.0901 0.5024 0.5314 1.500 0.5896 0.06901 0.05659 -0.0913 0.5053 0.5541 1.750 0.5974 0.07153 0.05939 -0.0911 0.5093 0.5774 2.000 0.6009 0.07474 0.06283 -0.0909 0.5142 0.6052 2.250 0.7134 0.07782 0.06705 -0.1140 0.5193 1.0001 2.500 0.6976 0.08296 0.07222 -0.1114 0.5255 1.0001 2.750 0.4125 0.09860 0.08726 -0.0711 0.5510 0.5243 3.250 0.3259 0.11296 0.10168 -0.0677 0.5919 0.5039 3.500 0.3382 0.11765 0.10627 -0.0718 0.6099 0.5158 3.750 0.2805 0.12313 0.11186 -0.0676 0.6451 0.5010 4.000 0.2560 0.12790 0.11665 -0.0672 0.6841 0.4985 4.500 0.0915 0.13263 0.12184 -0.0475 0.9255 0.4707 4.750 0.1221 0.13646 0.12536 -0.0524 0.9345 0.4788 5.000 0.1375 0.13728 0.12601 -0.0543 0.9415 0.4883