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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0964 0.07445 0.06549 -0.0630 0.3189 0.3655 -2.750 0.1469 0.07149 0.06242 -0.0697 0.3186 0.3890 -2.500 0.1877 0.06896 0.05984 -0.0737 0.3187 0.4177 -2.250 0.2137 0.06684 0.05773 -0.0740 0.3193 0.4641 -1.500 0.2648 0.05969 0.05091 -0.0670 0.3225 0.5952 -1.250 0.2815 0.05808 0.04934 -0.0656 0.3240 0.6186 -1.000 0.3023 0.05726 0.04852 -0.0655 0.3252 0.6294 -0.750 0.3326 0.05678 0.04797 -0.0679 0.3264 0.6190 -0.500 0.4878 0.05890 0.04797 -0.1034 0.3256 0.2398 -0.250 0.5138 0.05852 0.04745 -0.1032 0.3260 0.2389 0.000 0.5394 0.05836 0.04718 -0.1028 0.3263 0.2396 0.250 0.5667 0.05837 0.04705 -0.1028 0.3276 0.2400 0.500 0.5956 0.05865 0.04721 -0.1031 0.3302 0.2413 0.750 0.6260 0.05933 0.04774 -0.1038 0.3334 0.2444 1.000 0.6674 0.06070 0.04881 -0.1072 0.3369 0.2512 1.250 0.7190 0.06182 0.04983 -0.1126 0.3413 0.2650 1.500 0.7339 0.06158 0.05020 -0.1105 0.3549 0.2756 1.750 0.7841 0.06393 0.05251 -0.1165 0.3646 0.3145 2.000 0.8229 0.06475 0.05387 -0.1207 0.3845 0.3741 2.250 0.8729 0.06899 0.05814 -0.1273 0.3994 0.4317 2.500 0.8746 0.07116 0.06092 -0.1252 0.4291 0.4456 2.750 0.3261 0.09249 0.08412 -0.0509 0.5340 0.2338 3.000 0.5340 0.08721 0.07815 -0.0724 0.5232 0.2601 3.500 0.0634 0.12011 0.11279 -0.0391 0.7976 0.2254 3.750 0.0800 0.11973 0.11217 -0.0393 0.7781 0.2237 4.000 0.1001 0.12058 0.11280 -0.0401 0.7596 0.2256 4.250 0.1297 0.12232 0.11425 -0.0426 0.7418 0.2287 4.500 0.1674 0.12442 0.11599 -0.0464 0.7220 0.2316 4.750 0.2192 0.12707 0.11836 -0.0534 0.6980 0.2361 5.000 0.2858 0.13116 0.12215 -0.0624 0.6757 0.2458