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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1210 0.10249 0.09151 0.0180 0.9999 0.8997 -2.750 -0.1402 0.10010 0.08942 0.0226 0.9999 0.8868 -2.500 -0.1530 0.09753 0.08721 0.0257 0.9999 0.8751 -2.250 -0.1687 0.09500 0.08501 0.0292 0.9999 0.8644 -2.000 -0.1958 0.09244 0.08276 0.0347 0.9999 0.8533 -1.750 -0.2168 0.08995 0.08065 0.0389 0.9999 0.8438 -1.500 -0.2468 0.08754 0.07854 0.0445 0.9999 0.8342 -1.250 -0.2767 0.08550 0.07680 0.0494 0.9999 0.8251 -1.000 -0.2971 0.08510 0.07673 0.0515 0.9999 0.8184 -0.750 -0.3287 0.08593 0.07769 0.0545 0.9999 0.8120 -0.500 -0.3495 0.08764 0.07937 0.0551 0.9999 0.8072 -0.250 -0.3591 0.08889 0.08049 0.0542 0.9999 0.8028 0.000 -0.3594 0.09001 0.08140 0.0520 0.9999 0.7991 0.250 -0.3507 0.09124 0.08243 0.0485 0.9999 0.7974 0.500 -0.3366 0.09251 0.08350 0.0444 0.9999 0.7971 0.750 -0.3185 0.09388 0.08466 0.0396 0.9999 0.7979 1.000 -0.2967 0.09533 0.08597 0.0345 0.9999 0.8006 1.250 -0.2713 0.09684 0.08737 0.0288 0.9999 0.8053 1.500 -0.2428 0.09848 0.08896 0.0225 0.9999 0.8127 2.000 -0.1701 0.10208 0.09293 0.0066 0.9999 0.8513 2.500 -0.1084 0.10615 0.09653 -0.0077 0.9999 1.0001 2.750 -0.0835 0.10858 0.09844 -0.0130 0.9999 1.0001 3.000 -0.0556 0.11137 0.10067 -0.0187 0.9999 1.0001 3.250 -0.0252 0.11453 0.10325 -0.0248 0.9999 1.0001 3.500 0.0066 0.11795 0.10607 -0.0311 0.9999 1.0001 3.750 0.0397 0.12161 0.10912 -0.0374 0.9999 1.0001 4.000 0.0738 0.12550 0.11236 -0.0438 0.9999 1.0001 4.250 0.1096 0.12965 0.11577 -0.0504 0.9999 1.0001 4.500 0.1451 0.13395 0.11930 -0.0568 0.9999 1.0001 4.750 0.1782 0.13818 0.12274 -0.0623 0.9999 1.0001 5.000 0.2067 0.14214 0.12594 -0.0666 0.9999 1.0001