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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1263 0.08087 0.07516 0.0159 0.6257 0.7793 -2.750 -0.1828 0.07914 0.07358 0.0249 0.6284 0.7546 -2.500 -0.1923 0.07523 0.06933 0.0226 0.6179 0.7074 -2.250 -0.1282 0.07072 0.06359 0.0064 0.5901 0.6419 -2.000 -0.0730 0.06861 0.06048 -0.0057 0.5718 0.5954 -1.750 -0.0187 0.06770 0.05869 -0.0168 0.5564 0.5549 -1.500 0.0380 0.06621 0.05653 -0.0262 0.5433 0.5241 -1.250 0.0919 0.06528 0.05497 -0.0346 0.5322 0.4983 -1.000 0.1619 0.06482 0.05359 -0.0458 0.5210 0.4753 -0.750 0.2086 0.06365 0.05215 -0.0510 0.5148 0.4685 -0.500 0.2602 0.06298 0.05114 -0.0572 0.5097 0.4657 -0.250 0.3134 0.06258 0.05038 -0.0636 0.5066 0.4654 0.000 0.3679 0.06246 0.04990 -0.0703 0.5043 0.4659 0.250 0.4230 0.06265 0.04975 -0.0771 0.5027 0.4693 0.500 0.4747 0.06294 0.04985 -0.0831 0.5020 0.4804 0.750 0.5201 0.06355 0.05037 -0.0880 0.5021 0.4992 1.000 0.5620 0.06434 0.05124 -0.0925 0.5031 0.5234 1.250 0.5968 0.06554 0.05262 -0.0960 0.5051 0.5570 1.500 0.6306 0.06674 0.05433 -0.0999 0.5078 0.6131 1.750 0.7447 0.06987 0.05814 -0.1221 0.5114 1.0001 2.000 0.7503 0.07378 0.06182 -0.1212 0.5159 1.0001 2.250 0.7578 0.07782 0.06557 -0.1207 0.5203 1.0001 2.500 0.4516 0.09099 0.07936 -0.0756 0.5422 0.5452 2.750 0.4434 0.09715 0.08551 -0.0772 0.5533 0.5554 3.250 0.3405 0.11252 0.10089 -0.0722 0.5979 0.5165 3.500 0.3208 0.11787 0.10623 -0.0726 0.6219 0.5163 3.750 0.2977 0.12285 0.11122 -0.0723 0.6520 0.5142 4.000 0.2680 0.12790 0.11626 -0.0713 0.6944 0.5099 4.500 0.1092 0.13277 0.12130 -0.0519 0.9293 0.4696 4.750 0.1345 0.13580 0.12421 -0.0557 0.9386 0.4841 5.000 0.1575 0.13795 0.12620 -0.0589 0.9426 0.5025