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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0135 0.10946 0.09293 -0.0159 0.9999 1.0001 -2.750 0.0165 0.10742 0.09126 -0.0154 0.9999 1.0001 -2.500 0.0189 0.10541 0.08960 -0.0148 0.9999 1.0001 -2.250 0.0205 0.10344 0.08803 -0.0141 0.9999 1.0001 -2.000 0.0212 0.10152 0.08655 -0.0134 0.9999 1.0001 -1.750 0.0205 0.09968 0.08516 -0.0126 0.9999 1.0001 -1.500 0.0180 0.09795 0.08389 -0.0116 0.9999 1.0001 -1.250 0.0132 0.09637 0.08281 -0.0104 0.9999 1.0001 -1.000 0.0055 0.09509 0.08205 -0.0089 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0065 0.09419 0.08167 -0.0072 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0238 0.09407 0.08205 -0.0051 0.9999 1.0001 -0.250 -0.0468 0.09496 0.08330 -0.0029 0.9999 1.0001 0.000 -0.0711 0.09637 0.08486 -0.0009 0.9999 1.0001 0.250 -0.0914 0.09758 0.08604 0.0004 0.9999 1.0001 0.500 -0.1055 0.09851 0.08685 0.0010 0.9999 1.0001 0.750 -0.1136 0.09939 0.08751 0.0007 0.9999 1.0001 1.000 -0.1157 0.10041 0.08824 -0.0005 0.9999 1.0001 1.250 -0.1117 0.10167 0.08911 -0.0027 0.9999 1.0001 1.500 -0.1022 0.10324 0.09021 -0.0058 0.9999 1.0001 1.750 -0.0881 0.10514 0.09160 -0.0096 0.9999 1.0001 2.000 -0.0697 0.10734 0.09321 -0.0140 0.9999 1.0001 2.250 -0.0484 0.10983 0.09508 -0.0189 0.9999 1.0001 2.500 -0.0239 0.11259 0.09713 -0.0242 0.9999 1.0001 2.750 0.0022 0.11557 0.09941 -0.0297 0.9999 1.0001 3.000 0.0302 0.11875 0.10183 -0.0353 0.9999 1.0001 3.250 0.0592 0.12212 0.10440 -0.0409 0.9999 1.0001 3.500 0.0879 0.12558 0.10703 -0.0463 0.9999 1.0001 3.750 0.1156 0.12906 0.10969 -0.0511 0.9999 1.0001 4.000 0.1415 0.13250 0.11230 -0.0553 0.9999 1.0001 4.250 0.1657 0.13587 0.11487 -0.0590 0.9999 1.0001 4.500 0.1880 0.13915 0.11739 -0.0622 0.9999 1.0001 4.750 0.2088 0.14232 0.11984 -0.0649 0.9999 1.0001 5.000 0.2282 0.14540 0.12223 -0.0672 0.9999 1.0001