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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1177 0.07115 0.06201 -0.0251 0.4796 0.8578 -2.750 0.0612 0.06943 0.06055 -0.0143 0.4820 0.8273 -2.500 -0.0081 0.06748 0.05889 -0.0013 0.4856 0.8026 -2.250 -0.0677 0.06538 0.05700 0.0089 0.4886 0.7756 -2.000 -0.0832 0.06380 0.05535 0.0090 0.4879 0.7314 -1.750 -0.0483 0.06376 0.05489 -0.0016 0.4828 0.6668 -1.500 0.0343 0.06450 0.05485 -0.0209 0.4760 0.5825 -1.250 0.1216 0.06467 0.05424 -0.0391 0.4708 0.5069 -1.000 0.1888 0.06418 0.05324 -0.0507 0.4677 0.4597 -0.750 0.2467 0.06317 0.05184 -0.0588 0.4650 0.4336 -0.500 0.2963 0.06196 0.05039 -0.0643 0.4619 0.4249 -0.250 0.3469 0.06136 0.04947 -0.0700 0.4584 0.4212 0.000 0.4013 0.06108 0.04882 -0.0763 0.4545 0.4188 0.250 0.4601 0.06104 0.04837 -0.0835 0.4504 0.4189 0.500 0.5212 0.06125 0.04818 -0.0911 0.4476 0.4259 0.750 0.5795 0.06148 0.04821 -0.0981 0.4468 0.4459 1.000 0.6315 0.06171 0.04844 -0.1039 0.4483 0.4775 1.250 0.6835 0.06179 0.04872 -0.1099 0.4506 0.5365 1.750 0.8380 0.06355 0.05206 -0.1348 0.4584 1.0001 2.000 0.8554 0.06627 0.05471 -0.1348 0.4626 1.0001 2.250 0.8724 0.06923 0.05757 -0.1347 0.4669 1.0001 2.500 0.8938 0.07243 0.06062 -0.1354 0.4710 1.0001 2.750 0.8556 0.07605 0.06462 -0.1272 0.4779 1.0001 3.000 0.7508 0.08316 0.07243 -0.1119 0.4914 1.0001 3.250 0.7502 0.08812 0.07727 -0.1114 0.5001 1.0001 3.750 0.4215 0.11268 0.10160 -0.0808 0.5775 0.5135 4.000 0.4122 0.11893 0.10793 -0.0839 0.6143 0.5226