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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.500 -0.0047 0.06943 0.06094 -0.0145 0.3599 0.6633 -2.250 0.0312 0.06513 0.05664 -0.0160 0.3591 0.7137 -2.000 0.0590 0.06193 0.05344 -0.0178 0.3587 0.7413 -1.750 0.0862 0.05908 0.05058 -0.0203 0.3585 0.7569 -1.500 0.1099 0.05695 0.04842 -0.0233 0.3587 0.7574 -1.250 0.1522 0.05575 0.04710 -0.0309 0.3590 0.7395 -1.000 0.2443 0.05832 0.04922 -0.0520 0.3596 0.6462 -0.750 0.4187 0.06292 0.05209 -0.0939 0.3609 0.3271 -0.500 0.4606 0.06225 0.05111 -0.0975 0.3624 0.3073 -0.250 0.4962 0.06152 0.05028 -0.0996 0.3641 0.2998 0.000 0.5342 0.06139 0.04979 -0.1021 0.3656 0.2904 0.250 0.5666 0.06157 0.04971 -0.1032 0.3666 0.2884 0.500 0.5982 0.06167 0.04973 -0.1044 0.3673 0.2907 0.750 0.6384 0.06226 0.05019 -0.1075 0.3681 0.2964 1.000 0.6794 0.06340 0.05101 -0.1107 0.3690 0.3086 1.250 0.7238 0.06477 0.05221 -0.1149 0.3700 0.3303 1.500 0.7598 0.06402 0.05179 -0.1172 0.3754 0.3575 1.750 0.7990 0.06487 0.05307 -0.1213 0.3852 0.4121 2.000 0.8383 0.06673 0.05525 -0.1253 0.3930 0.4887 2.250 0.8782 0.06954 0.05828 -0.1291 0.3992 0.5514 2.500 0.8522 0.07048 0.05984 -0.1210 0.4123 0.5549 2.750 0.8476 0.07383 0.06353 -0.1177 0.4242 0.5772 3.000 0.8178 0.07717 0.06721 -0.1110 0.4392 0.5731 3.250 0.7764 0.08332 0.07347 -0.1042 0.4587 0.5603 4.000 0.0362 0.12290 0.11509 -0.0344 0.8474 0.2809 4.250 0.0791 0.12693 0.11877 -0.0404 0.8415 0.2789 4.500 0.0953 0.12711 0.11868 -0.0416 0.8287 0.2777 4.750 0.1553 0.13318 0.12432 -0.0510 0.8193 0.2797 5.000 0.1745 0.13316 0.12404 -0.0528 0.8024 0.2821