XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/26 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2747 0.09361 0.08546 0.0447 0.9999 0.8134 -2.750 -0.3226 0.09087 0.08292 0.0535 0.9999 0.7962 -2.500 -0.3580 0.08798 0.08023 0.0592 0.9999 0.7774 -2.250 -0.3870 0.08530 0.07769 0.0631 0.9999 0.7578 -2.000 -0.3851 0.08299 0.07556 0.0614 0.9999 0.7365 -1.750 -0.3791 0.08146 0.07428 0.0586 0.9999 0.7166 -1.500 -0.3758 0.08136 0.07443 0.0557 0.9999 0.7013 -1.250 -0.2634 0.08433 0.07714 0.0240 0.9026 0.6752 -1.000 -0.2009 0.08368 0.07607 0.0105 0.8414 0.6607 -0.750 -0.1575 0.08360 0.07557 0.0021 0.8022 0.6491 -0.500 -0.1156 0.08355 0.07510 -0.0052 0.7729 0.6387 -0.250 -0.0770 0.08411 0.07522 -0.0117 0.7500 0.6294 0.000 -0.0379 0.08448 0.07520 -0.0177 0.7309 0.6221 0.250 -0.0080 0.08560 0.07598 -0.0224 0.7169 0.6179 0.500 0.0170 0.08714 0.07715 -0.0263 0.7078 0.6174 0.750 0.0437 0.08881 0.07851 -0.0304 0.7012 0.6194 1.000 0.0815 0.09035 0.07968 -0.0362 0.6959 0.6248 1.250 0.1030 0.09290 0.08191 -0.0400 0.6943 0.6291 1.500 0.1238 0.09553 0.08429 -0.0437 0.6940 0.6345 1.750 0.1478 0.09805 0.08659 -0.0479 0.6948 0.6436 2.000 0.1575 0.10129 0.08960 -0.0503 0.6985 0.6516 2.250 0.1687 0.10423 0.09246 -0.0530 0.7036 0.6618 2.500 0.1921 0.10711 0.09524 -0.0576 0.7087 0.6797 2.750 0.2324 0.10982 0.09811 -0.0653 0.7135 0.7152 3.000 0.2327 0.11288 0.10138 -0.0670 0.7253 0.7342 3.500 0.2905 0.12110 0.10995 -0.0809 0.7507 1.0001 3.750 0.2971 0.12530 0.11376 -0.0835 0.7708 1.0001 4.000 0.3092 0.13001 0.11802 -0.0870 0.7961 1.0001 4.250 0.2994 0.13394 0.12172 -0.0866 0.8391 1.0001 4.500 0.1612 0.13025 0.11900 -0.0596 0.9926 1.0001 4.750 0.1769 0.13220 0.12045 -0.0613 0.9999 1.0001 5.000 0.2145 0.13688 0.12431 -0.0676 0.9999 1.0001