XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/25 2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2202 0.06273 0.05407 -0.1021 0.2359 0.2331 -2.750 0.2453 0.06104 0.05238 -0.1024 0.2363 0.2361 -2.500 0.2714 0.05985 0.05115 -0.1029 0.2370 0.2402 -2.250 0.2982 0.05897 0.05016 -0.1038 0.2376 0.2448 -1.750 0.3524 0.05811 0.04884 -0.1052 0.2392 0.2526 -1.250 0.4026 0.04512 0.03383 -0.1036 0.2403 0.1399 -1.000 0.4398 0.04474 0.03315 -0.1054 0.2419 0.1394 -0.750 0.4724 0.04355 0.03173 -0.1059 0.2433 0.1388 -0.500 0.5055 0.04280 0.03123 -0.1059 0.2522 0.1388 -0.250 0.5500 0.04410 0.03260 -0.1094 0.2612 0.1398 0.000 0.6046 0.04695 0.03528 -0.1158 0.2700 0.1414 0.500 0.7404 0.04487 0.03608 -0.1323 0.5058 0.1480 0.750 0.7747 0.04918 0.04024 -0.1345 0.4948 0.1540 1.000 0.7660 0.04941 0.04072 -0.1273 0.4836 0.1560 1.250 0.7974 0.05174 0.04306 -0.1286 0.4700 0.1621 1.500 0.7939 0.05394 0.04538 -0.1231 0.4526 0.1658 2.000 0.8253 0.05846 0.04992 -0.1197 0.4200 0.1903 2.250 0.8446 0.06241 0.05378 -0.1189 0.4033 0.2140 2.500 0.8400 0.06294 0.05441 -0.1129 0.3913 0.2292 2.750 0.8754 0.06585 0.05725 -0.1149 0.3845 0.2620 3.000 0.8423 0.06775 0.05933 -0.1047 0.3676 0.2621 3.250 0.8524 0.06972 0.06130 -0.1021 0.3605 0.2803 3.500 0.8949 0.07281 0.06426 -0.1056 0.3553 0.3108 3.750 0.8523 0.07596 0.06759 -0.0950 0.3447 0.3058 4.000 0.8172 0.07761 0.06938 -0.0853 0.3371 0.3050 4.250 0.8204 0.07991 0.07164 -0.0821 0.3318 0.3185 4.500 0.8959 0.08286 0.07455 -0.0916 0.3271 0.3561 4.750 0.9589 0.09242 0.08390 -0.1012 0.3223 0.3815 5.000 0.7370 0.09168 0.08361 -0.0645 0.3149 0.3199