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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1742 0.07240 0.06303 -0.0355 0.4170 0.8458 -2.750 0.1149 0.07081 0.06166 -0.0245 0.4187 0.8118 -2.500 0.0466 0.06897 0.06008 -0.0118 0.4210 0.7863 -2.250 -0.0176 0.06684 0.05815 -0.0004 0.4231 0.7597 -2.000 -0.0481 0.06503 0.05633 0.0019 0.4240 0.7114 -1.750 0.0082 0.06559 0.05635 -0.0167 0.4215 0.5993 -1.500 0.1132 0.06638 0.05618 -0.0422 0.4179 0.4728 -1.250 0.1865 0.06552 0.05465 -0.0552 0.4159 0.4191 -1.000 0.2485 0.06398 0.05270 -0.0639 0.4146 0.3907 -0.750 0.3077 0.06293 0.05124 -0.0716 0.4140 0.3682 -0.500 0.3611 0.06173 0.04983 -0.0774 0.4139 0.3588 -0.250 0.4161 0.06115 0.04893 -0.0837 0.4145 0.3516 0.000 0.4665 0.06088 0.04842 -0.0889 0.4158 0.3521 0.250 0.5148 0.06091 0.04826 -0.0936 0.4175 0.3591 0.500 0.5619 0.06135 0.04841 -0.0981 0.4196 0.3667 0.750 0.6134 0.06162 0.04868 -0.1038 0.4213 0.3788 1.000 0.6645 0.06241 0.04935 -0.1095 0.4220 0.3972 1.250 0.7165 0.06320 0.05030 -0.1155 0.4231 0.4364 1.500 0.7770 0.06356 0.05128 -0.1233 0.4245 0.5422 1.750 0.8852 0.06560 0.05432 -0.1423 0.4279 1.0001 2.000 0.9076 0.06833 0.05678 -0.1425 0.4319 1.0001 2.250 0.9399 0.07146 0.05951 -0.1444 0.4358 1.0001 2.500 0.8862 0.07352 0.06226 -0.1321 0.4446 1.0001 2.750 0.8486 0.07774 0.06674 -0.1239 0.4537 1.0001 3.000 0.8562 0.08165 0.07049 -0.1228 0.4611 1.0001 3.250 0.6747 0.09276 0.08299 -0.1016 0.4866 1.0001 4.250 0.0903 0.12903 0.11893 -0.0463 0.8746 0.3386 4.500 0.1009 0.12985 0.11948 -0.0470 0.8804 0.3422 4.750 0.1215 0.13184 0.12139 -0.0503 0.8878 0.3489 5.000 0.1559 0.13616 0.12547 -0.0559 0.8927 0.3589