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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1133 0.07606 0.06775 -0.0056 0.3759 0.5844 -2.750 -0.0887 0.07109 0.06282 -0.0024 0.3728 0.6484 -2.250 -0.0230 0.06281 0.05441 -0.0039 0.3651 0.7378 -2.000 0.0037 0.05976 0.05127 -0.0065 0.3621 0.7544 -1.750 0.0364 0.05703 0.04841 -0.0112 0.3590 0.7608 -1.500 0.0799 0.05516 0.04632 -0.0196 0.3568 0.7485 -1.000 0.3659 0.06141 0.05014 -0.0898 0.3544 0.3309 -0.750 0.4118 0.06012 0.04855 -0.0943 0.3547 0.3053 -0.500 0.4572 0.05956 0.04755 -0.0984 0.3551 0.2901 -0.250 0.4900 0.05866 0.04660 -0.0996 0.3562 0.2872 0.000 0.5221 0.05798 0.04581 -0.1005 0.3579 0.2860 0.250 0.5542 0.05769 0.04539 -0.1013 0.3602 0.2902 0.500 0.5889 0.05759 0.04540 -0.1031 0.3636 0.2994 0.750 0.6286 0.05808 0.04574 -0.1058 0.3673 0.3106 1.000 0.6763 0.05870 0.04632 -0.1106 0.3718 0.3268 1.250 0.7400 0.05954 0.04704 -0.1189 0.3768 0.3652 1.500 0.8145 0.06071 0.04841 -0.1297 0.3819 0.4778 1.750 0.8553 0.06236 0.05038 -0.1331 0.3859 0.5458 2.000 0.8537 0.06234 0.05107 -0.1283 0.3950 0.5730 2.250 0.8661 0.06416 0.05331 -0.1268 0.4021 0.6205 2.500 0.8910 0.06612 0.05583 -0.1282 0.4076 0.6855 2.750 0.9837 0.07172 0.06170 -0.1442 0.4140 1.0001 3.000 0.9148 0.07343 0.06429 -0.1299 0.4307 1.0001 3.250 0.9340 0.07755 0.06828 -0.1307 0.4404 1.0001 3.500 0.8079 0.08474 0.07624 -0.1125 0.4682 1.0001 4.000 0.0880 0.12170 0.11312 -0.0430 0.8634 0.2728 4.250 0.0953 0.12116 0.11239 -0.0428 0.8557 0.2734 4.500 0.1396 0.12480 0.11578 -0.0496 0.8451 0.2774 4.750 0.1644 0.12642 0.11718 -0.0525 0.8309 0.2839 5.000 0.2285 0.13351 0.12391 -0.0630 0.8204 0.3005