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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0316 0.07853 0.06948 -0.0470 0.3373 0.4336 -2.750 0.0822 0.07325 0.06424 -0.0514 0.3365 0.4664 -2.500 0.1193 0.06965 0.06068 -0.0529 0.3361 0.5226 -2.250 0.1379 0.06648 0.05758 -0.0505 0.3362 0.5900 -2.000 0.1628 0.06288 0.05404 -0.0495 0.3363 0.6383 -1.750 0.1816 0.06042 0.05157 -0.0489 0.3367 0.6716 -1.500 0.2067 0.05820 0.04934 -0.0500 0.3372 0.6901 -1.250 0.2378 0.05684 0.04792 -0.0531 0.3378 0.6937 -1.000 0.2870 0.05715 0.04803 -0.0610 0.3386 0.6686 -0.750 0.4643 0.06220 0.05113 -0.1044 0.3399 0.2786 -0.500 0.4945 0.06147 0.05004 -0.1051 0.3407 0.2676 -0.250 0.5200 0.06073 0.04925 -0.1047 0.3416 0.2658 0.000 0.5473 0.06031 0.04873 -0.1047 0.3421 0.2635 0.250 0.5753 0.06010 0.04839 -0.1048 0.3426 0.2625 0.500 0.6026 0.06006 0.04824 -0.1048 0.3433 0.2638 0.750 0.6277 0.06004 0.04820 -0.1043 0.3459 0.2666 1.000 0.6595 0.06049 0.04876 -0.1056 0.3511 0.2726 1.250 0.6960 0.06165 0.04991 -0.1082 0.3571 0.2846 1.500 0.7381 0.06328 0.05140 -0.1120 0.3629 0.3087 1.750 0.8321 0.06636 0.05441 -0.1277 0.3699 0.3984 2.000 0.8301 0.06555 0.05438 -0.1229 0.3852 0.4226 2.250 0.8603 0.06841 0.05745 -0.1252 0.3959 0.4690 2.500 0.8475 0.07002 0.05954 -0.1197 0.4132 0.4801 2.750 0.8909 0.07450 0.06422 -0.1254 0.4300 0.5293 3.000 0.7820 0.07858 0.06876 -0.1061 0.4562 0.4684 3.250 0.5155 0.09444 0.08490 -0.0717 0.5239 0.2879 3.750 0.0491 0.12139 0.11376 -0.0367 0.8214 0.2476 4.000 0.0644 0.12184 0.11397 -0.0370 0.8069 0.2484 4.250 0.1205 0.12714 0.11883 -0.0444 0.7975 0.2500 4.500 0.1393 0.12706 0.11855 -0.0458 0.7784 0.2509 4.750 0.1673 0.12866 0.11997 -0.0492 0.7604 0.2535 5.000 0.2054 0.13146 0.12254 -0.0543 0.7432 0.2578