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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0336 0.07561 0.06935 0.0014 0.6164 0.8292 -2.750 -0.1006 0.07493 0.06905 0.0140 0.6241 0.8120 -2.500 -0.1589 0.07323 0.06753 0.0242 0.6272 0.7901 -2.250 -0.1994 0.07078 0.06505 0.0295 0.6251 0.7595 -1.750 -0.0578 0.06544 0.05714 -0.0043 0.5686 0.6233 -1.500 0.0068 0.06466 0.05553 -0.0171 0.5544 0.5744 -1.250 0.0688 0.06456 0.05468 -0.0286 0.5434 0.5341 -1.000 0.1380 0.06366 0.05296 -0.0398 0.5342 0.5089 -0.750 0.1914 0.06232 0.05126 -0.0467 0.5285 0.4988 -0.500 0.2462 0.06187 0.05041 -0.0541 0.5238 0.4889 -0.250 0.3012 0.06154 0.04965 -0.0612 0.5200 0.4822 0.000 0.3562 0.06118 0.04896 -0.0681 0.5170 0.4790 0.250 0.4109 0.06122 0.04865 -0.0748 0.5146 0.4821 0.500 0.4636 0.06116 0.04837 -0.0809 0.5120 0.4959 0.750 0.5202 0.06149 0.04844 -0.0878 0.5086 0.5170 1.000 0.5837 0.06192 0.04865 -0.0959 0.5049 0.5556 1.250 0.6516 0.06164 0.04854 -0.1053 0.5022 0.6455 1.500 0.7784 0.06309 0.05087 -0.1291 0.4995 1.0001 1.750 0.8071 0.06590 0.05342 -0.1313 0.5010 1.0001 2.000 0.8324 0.06885 0.05621 -0.1329 0.5033 1.0001 2.250 0.7791 0.07285 0.06083 -0.1227 0.5101 1.0001 2.500 0.7169 0.07891 0.06740 -0.1133 0.5193 1.0001 2.750 0.6860 0.08484 0.07345 -0.1092 0.5277 1.0001 3.000 0.7017 0.08935 0.07771 -0.1110 0.5331 1.0001 3.500 0.5036 0.11017 0.09989 -0.0985 0.5853 1.0001 3.750 0.4716 0.11640 0.10621 -0.0978 0.6096 1.0001 4.000 0.4579 0.12222 0.11193 -0.0989 0.6359 1.0001 4.250 0.4251 0.12781 0.11765 -0.0977 0.6741 1.0001 4.750 0.1624 0.13208 0.12067 -0.0588 0.9292 0.5104 5.000 0.1894 0.13494 0.12347 -0.0630 0.9387 0.5356