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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1842 0.07186 0.06265 -0.0849 0.3052 0.3369 -2.750 0.2213 0.07070 0.06135 -0.0895 0.3055 0.3558 -2.500 0.2529 0.06798 0.05865 -0.0909 0.3060 0.3662 -2.250 0.2767 0.06645 0.05710 -0.0913 0.3067 0.3889 -2.000 0.2970 0.06514 0.05582 -0.0904 0.3074 0.4166 -1.750 0.3104 0.06406 0.05478 -0.0878 0.3081 0.4630 -1.500 0.3252 0.06235 0.05315 -0.0851 0.3086 0.4965 -1.250 0.3365 0.06162 0.05244 -0.0820 0.3089 0.5371 -1.000 0.3528 0.06013 0.05099 -0.0800 0.3089 0.5552 -0.750 0.3705 0.05916 0.05003 -0.0788 0.3092 0.5688 -0.500 0.4013 0.05921 0.04998 -0.0811 0.3089 0.5491 -0.250 0.5274 0.05835 0.04683 -0.1065 0.3087 0.2155 0.000 0.5569 0.05874 0.04690 -0.1070 0.3096 0.2177 0.250 0.5817 0.05769 0.04601 -0.1060 0.3121 0.2214 0.500 0.6006 0.05698 0.04556 -0.1037 0.3180 0.2235 0.750 0.6261 0.05747 0.04613 -0.1033 0.3245 0.2265 1.000 0.6597 0.05842 0.04689 -0.1047 0.3302 0.2324 1.250 0.7036 0.06046 0.04894 -0.1090 0.3357 0.2425 1.500 0.7403 0.06045 0.04926 -0.1113 0.3497 0.2564 1.750 0.7829 0.06316 0.05206 -0.1158 0.3647 0.2852 2.000 0.8142 0.06463 0.05400 -0.1185 0.3931 0.3301 2.250 0.8561 0.06682 0.05675 -0.1245 0.4353 0.3797 2.750 -0.0082 0.11390 0.10760 -0.0330 0.8008 0.2297 3.000 0.0144 0.11368 0.10695 -0.0338 0.7836 0.2155 3.250 0.0744 0.11794 0.11084 -0.0407 0.7748 0.2092 3.500 0.0980 0.11749 0.11003 -0.0416 0.7537 0.2060 3.750 0.1289 0.11839 0.11063 -0.0437 0.7326 0.2057 4.000 0.1660 0.12036 0.11243 -0.0467 0.7119 0.2103 4.250 0.1868 0.11996 0.11177 -0.0469 0.6804 0.2139 4.500 0.2617 0.12357 0.11500 -0.0564 0.6569 0.2209 4.750 0.2915 0.12430 0.11554 -0.0587 0.6203 0.2269 5.000 0.3461 0.12728 0.11827 -0.0654 0.5933 0.2384