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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0090 0.06946 0.06106 -0.0226 0.3400 0.6124 -2.500 0.0472 0.06507 0.05664 -0.0272 0.3392 0.6685 -2.250 0.0776 0.06198 0.05353 -0.0294 0.3391 0.6997 -2.000 0.1182 0.05889 0.05043 -0.0340 0.3393 0.7194 -1.750 0.1420 0.05692 0.04841 -0.0373 0.3397 0.7141 -1.500 0.1765 0.05624 0.04756 -0.0443 0.3403 0.6852 -1.000 0.4005 0.05890 0.04770 -0.0962 0.3394 0.2664 -0.750 0.4320 0.05816 0.04678 -0.0972 0.3386 0.2629 -0.500 0.4616 0.05766 0.04609 -0.0977 0.3384 0.2599 -0.250 0.4922 0.05737 0.04556 -0.0983 0.3386 0.2565 0.000 0.5235 0.05731 0.04529 -0.0991 0.3396 0.2548 0.250 0.5556 0.05749 0.04536 -0.1000 0.3419 0.2561 0.500 0.5918 0.05806 0.04580 -0.1020 0.3446 0.2596 0.750 0.6376 0.05918 0.04667 -0.1062 0.3475 0.2667 1.000 0.6902 0.06116 0.04839 -0.1122 0.3504 0.2815 1.250 0.7133 0.06036 0.04787 -0.1111 0.3581 0.2961 1.500 0.7577 0.06169 0.04948 -0.1159 0.3678 0.3219 1.750 0.8628 0.06387 0.05229 -0.1341 0.3775 0.4617 2.000 0.8634 0.06413 0.05333 -0.1300 0.3924 0.4997 2.250 0.8869 0.06656 0.05632 -0.1309 0.4034 0.5805 2.500 0.8661 0.06830 0.05872 -0.1242 0.4222 0.5967 2.750 0.8565 0.07143 0.06265 -0.1213 0.4448 0.6662 3.000 0.8045 0.07655 0.06765 -0.1114 0.4690 0.5930 3.250 -0.0128 0.11538 0.10773 -0.0292 0.8408 0.2454 3.500 0.0240 0.11909 0.11113 -0.0335 0.8372 0.2455 3.750 0.0333 0.11851 0.11037 -0.0329 0.8228 0.2453 4.000 0.0609 0.12075 0.11232 -0.0356 0.8120 0.2464 4.250 0.1094 0.12463 0.11582 -0.0421 0.7983 0.2473 4.500 0.1347 0.12581 0.11669 -0.0447 0.7806 0.2485 4.750 0.1655 0.12794 0.11847 -0.0482 0.7634 0.2510 5.000 0.2076 0.13100 0.12140 -0.0546 0.7453 0.2566