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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.3468 0.06638 0.05691 -0.0731 0.3551 0.8674 -2.750 0.2986 0.06529 0.05602 -0.0629 0.3559 0.8429 -2.500 0.2512 0.06370 0.05462 -0.0533 0.3569 0.8182 -2.250 0.1716 0.06206 0.05325 -0.0372 0.3581 0.7974 -2.000 0.0929 0.06017 0.05159 -0.0216 0.3595 0.7778 -1.750 0.0774 0.05827 0.04969 -0.0197 0.3600 0.7497 -1.500 0.1415 0.05896 0.04996 -0.0388 0.3599 0.6444 -1.250 0.3152 0.06156 0.05075 -0.0832 0.3598 0.3303 -1.000 0.3627 0.06039 0.04925 -0.0881 0.3607 0.3065 -0.750 0.4058 0.05979 0.04826 -0.0917 0.3611 0.2935 -0.500 0.4426 0.05895 0.04731 -0.0938 0.3614 0.2884 -0.250 0.4790 0.05849 0.04664 -0.0958 0.3614 0.2837 0.000 0.5142 0.05830 0.04625 -0.0975 0.3611 0.2816 0.250 0.5515 0.05839 0.04616 -0.0996 0.3611 0.2828 0.500 0.5914 0.05883 0.04642 -0.1024 0.3625 0.2873 0.750 0.6295 0.05966 0.04700 -0.1048 0.3656 0.2965 1.000 0.6763 0.06055 0.04790 -0.1096 0.3696 0.3132 1.250 0.7324 0.06188 0.04912 -0.1163 0.3741 0.3376 1.500 0.8428 0.06370 0.05130 -0.1351 0.3794 0.4624 1.750 0.8467 0.06297 0.05155 -0.1312 0.3897 0.5172 2.000 0.8672 0.06444 0.05384 -0.1315 0.3984 0.6142 2.250 0.9665 0.06967 0.05920 -0.1484 0.4083 1.0001 2.500 0.9164 0.07086 0.06117 -0.1362 0.4241 1.0001 2.750 0.9480 0.07483 0.06481 -0.1385 0.4343 1.0001 3.000 0.8377 0.07938 0.07030 -0.1197 0.4554 1.0001 3.750 0.0361 0.12278 0.11426 -0.0354 0.8562 0.2715 4.000 0.0397 0.12192 0.11323 -0.0344 0.8515 0.2710 4.250 0.0722 0.12422 0.11522 -0.0386 0.8416 0.2707 4.500 0.1066 0.12749 0.11812 -0.0433 0.8335 0.2718 4.750 0.1489 0.13067 0.12097 -0.0495 0.8194 0.2752 5.000 0.1770 0.13236 0.12250 -0.0535 0.8042 0.2798