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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3264 0.09722 0.08960 0.0527 0.9999 0.7780 -2.750 -0.3533 0.09417 0.08677 0.0567 0.9999 0.7582 -2.500 -0.3752 0.09131 0.08411 0.0594 0.9999 0.7390 -2.250 -0.3904 0.08880 0.08178 0.0603 0.9999 0.7199 -2.000 -0.3991 0.08714 0.08029 0.0595 0.9999 0.7016 -1.500 -0.2611 0.08770 0.08062 0.0200 0.8670 0.6517 -1.250 -0.2076 0.08640 0.07889 0.0088 0.8166 0.6358 -1.000 -0.1795 0.08635 0.07847 0.0034 0.7851 0.6266 -0.750 -0.1456 0.08619 0.07799 -0.0024 0.7621 0.6191 -0.500 -0.1173 0.08677 0.07821 -0.0074 0.7451 0.6130 -0.250 -0.0841 0.08772 0.07873 -0.0131 0.7315 0.6073 0.000 -0.0610 0.08898 0.07966 -0.0168 0.7218 0.6037 0.250 -0.0304 0.09017 0.08049 -0.0217 0.7137 0.6004 0.500 -0.0126 0.09221 0.08224 -0.0248 0.7092 0.5981 0.750 0.0099 0.09425 0.08398 -0.0286 0.7059 0.5981 1.000 0.0327 0.09651 0.08592 -0.0324 0.7041 0.6004 1.250 0.0523 0.09906 0.08817 -0.0359 0.7041 0.6041 1.500 0.0696 0.10167 0.09055 -0.0390 0.7052 0.6084 1.750 0.0867 0.10416 0.09284 -0.0420 0.7074 0.6147 2.000 0.1060 0.10684 0.09529 -0.0455 0.7097 0.6228 2.250 0.1289 0.10961 0.09786 -0.0495 0.7127 0.6338 2.500 0.1566 0.11228 0.10040 -0.0543 0.7150 0.6504 2.750 0.1644 0.11505 0.10319 -0.0565 0.7223 0.6632 3.000 0.1871 0.11789 0.10611 -0.0611 0.7293 0.6869 3.250 0.2431 0.12060 0.11001 -0.0725 0.7346 0.7687 3.500 0.2480 0.12455 0.11379 -0.0747 0.7502 1.0001 3.750 0.2558 0.12865 0.11754 -0.0773 0.7702 1.0001 4.000 0.2580 0.13281 0.12137 -0.0792 0.8013 1.0001 4.250 0.2066 0.13590 0.12468 -0.0722 0.8956 1.0001 4.500 0.1274 0.13338 0.12241 -0.0549 0.9924 1.0001 4.750 0.1415 0.13514 0.12369 -0.0561 0.9999 1.0001 5.000 0.1781 0.13965 0.12741 -0.0622 0.9999 1.0001