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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0157 0.07235 0.06364 -0.0317 0.3421 0.4708 -2.250 0.0403 0.06461 0.05595 -0.0298 0.3366 0.5977 -2.000 0.0689 0.06106 0.05239 -0.0302 0.3358 0.6457 -1.750 0.0999 0.05787 0.04918 -0.0322 0.3353 0.6768 -1.500 0.1319 0.05584 0.04706 -0.0355 0.3352 0.6913 -1.250 0.1793 0.05435 0.04545 -0.0423 0.3351 0.6867 -1.000 0.2689 0.05609 0.04677 -0.0611 0.3354 0.6004 -0.750 0.4265 0.05796 0.04659 -0.0972 0.3362 0.2700 -0.500 0.4590 0.05701 0.04560 -0.0984 0.3376 0.2644 -0.250 0.4916 0.05642 0.04484 -0.0995 0.3395 0.2597 0.000 0.5244 0.05616 0.04440 -0.1006 0.3418 0.2580 0.250 0.5569 0.05618 0.04430 -0.1016 0.3443 0.2600 0.500 0.5920 0.05655 0.04451 -0.1033 0.3470 0.2661 0.750 0.6350 0.05738 0.04519 -0.1069 0.3501 0.2779 1.000 0.6853 0.05882 0.04639 -0.1122 0.3533 0.2962 1.250 0.7420 0.05900 0.04652 -0.1186 0.3581 0.3284 1.500 0.7940 0.05901 0.04709 -0.1247 0.3676 0.3983 1.750 0.8267 0.06057 0.04889 -0.1267 0.3733 0.4585 2.000 0.8554 0.06249 0.05111 -0.1281 0.3779 0.5033 2.250 0.8854 0.06494 0.05380 -0.1298 0.3821 0.5472 2.500 0.8924 0.06569 0.05508 -0.1269 0.3912 0.5776 2.750 0.8844 0.06839 0.05825 -0.1225 0.4056 0.5965 3.000 0.8811 0.07081 0.06109 -0.1193 0.4226 0.6158 3.250 0.9078 0.07542 0.06600 -0.1225 0.4424 0.6615 3.500 0.7088 0.08757 0.07822 -0.0979 0.5040 0.5054 4.000 0.0953 0.11832 0.11009 -0.0419 0.8246 0.2486 4.250 0.1239 0.11996 0.11141 -0.0451 0.8078 0.2495 4.500 0.1659 0.12322 0.11422 -0.0508 0.7941 0.2526 5.000 0.2530 0.12975 0.12031 -0.0630 0.7584 0.2730