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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0805 0.07070 0.06175 -0.0578 0.3209 0.4578 -2.750 0.1172 0.06752 0.05860 -0.0592 0.3208 0.5133 -2.500 0.1462 0.06452 0.05563 -0.0589 0.3209 0.5667 -2.250 0.1661 0.06205 0.05318 -0.0578 0.3212 0.6106 -2.000 0.1928 0.05937 0.05053 -0.0580 0.3214 0.6420 -1.750 0.2112 0.05825 0.04934 -0.0585 0.3215 0.6531 -1.500 0.2400 0.05686 0.04790 -0.0611 0.3213 0.6477 -1.250 0.2807 0.05763 0.04841 -0.0683 0.3208 0.6042 -1.000 0.4182 0.05794 0.04657 -0.1004 0.3195 0.2392 -0.750 0.4466 0.05722 0.04555 -0.1005 0.3191 0.2338 -0.500 0.4757 0.05697 0.04512 -0.1009 0.3197 0.2339 -0.250 0.5068 0.05708 0.04506 -0.1016 0.3210 0.2349 0.000 0.5402 0.05755 0.04530 -0.1029 0.3224 0.2348 0.250 0.5691 0.05691 0.04462 -0.1028 0.3247 0.2362 0.500 0.5899 0.05641 0.04436 -0.1010 0.3301 0.2385 0.750 0.6209 0.05703 0.04503 -0.1018 0.3359 0.2431 1.000 0.6626 0.05831 0.04608 -0.1051 0.3414 0.2509 1.250 0.7150 0.06024 0.04799 -0.1113 0.3469 0.2677 1.500 0.7586 0.06077 0.04873 -0.1151 0.3564 0.2913 2.000 0.8572 0.06383 0.05316 -0.1285 0.3961 0.4279 2.250 0.8678 0.06572 0.05565 -0.1274 0.4193 0.4682 2.500 0.8431 0.06871 0.05912 -0.1210 0.4481 0.4689 2.750 0.7315 0.07408 0.06441 -0.1003 0.4749 0.3732 3.500 0.0454 0.11682 0.10894 -0.0347 0.7987 0.2230 3.750 0.0655 0.11754 0.10943 -0.0357 0.7810 0.2236 4.000 0.0912 0.11909 0.11069 -0.0375 0.7634 0.2258 4.250 0.1233 0.12119 0.11247 -0.0406 0.7458 0.2278 4.500 0.1654 0.12369 0.11458 -0.0456 0.7249 0.2299 4.750 0.2233 0.12706 0.11782 -0.0538 0.7018 0.2358 5.000 0.2659 0.12900 0.11954 -0.0587 0.6714 0.2431