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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0279 0.07550 0.06644 -0.0519 0.3209 0.3827 -2.750 0.0792 0.07108 0.06199 -0.0576 0.3196 0.4109 -2.500 0.1234 0.06701 0.05795 -0.0607 0.3188 0.4459 -2.250 0.1539 0.06421 0.05518 -0.0613 0.3184 0.4971 -2.000 0.1771 0.06142 0.05244 -0.0601 0.3184 0.5478 -1.750 0.1971 0.05934 0.05038 -0.0591 0.3186 0.5895 -1.500 0.2213 0.05694 0.04800 -0.0589 0.3190 0.6165 -1.250 0.2492 0.05584 0.04684 -0.0605 0.3195 0.6297 -1.000 0.2859 0.05509 0.04597 -0.0645 0.3202 0.6170 -0.750 0.4423 0.05686 0.04560 -0.1009 0.3211 0.2465 -0.500 0.4748 0.05614 0.04457 -0.1020 0.3222 0.2391 -0.250 0.5092 0.05587 0.04387 -0.1033 0.3235 0.2350 0.000 0.5430 0.05605 0.04380 -0.1047 0.3250 0.2354 0.250 0.5742 0.05599 0.04377 -0.1055 0.3269 0.2388 0.500 0.5994 0.05509 0.04302 -0.1045 0.3310 0.2431 0.750 0.6316 0.05535 0.04334 -0.1054 0.3373 0.2510 1.000 0.6694 0.05640 0.04453 -0.1080 0.3429 0.2650 1.250 0.7149 0.05771 0.04576 -0.1123 0.3468 0.2880 1.750 0.8393 0.06170 0.04985 -0.1292 0.3538 0.4240 2.000 0.8507 0.06125 0.05003 -0.1263 0.3653 0.4488 2.250 0.8687 0.06370 0.05279 -0.1259 0.3771 0.4779 2.500 0.8820 0.06532 0.05489 -0.1248 0.3953 0.5004 2.750 0.9176 0.06977 0.05956 -0.1288 0.4129 0.5405 3.000 0.8335 0.07204 0.06256 -0.1132 0.4534 0.4979 3.500 0.0557 0.11275 0.10520 -0.0371 0.8093 0.2293 3.750 0.1168 0.11785 0.10989 -0.0451 0.7996 0.2287 4.000 0.1380 0.11796 0.10975 -0.0462 0.7795 0.2291 4.250 0.1701 0.11953 0.11100 -0.0498 0.7591 0.2314 4.500 0.2123 0.12195 0.11301 -0.0553 0.7385 0.2360 4.750 0.2602 0.12509 0.11605 -0.0617 0.7169 0.2449 5.000 0.3209 0.12936 0.12012 -0.0699 0.6958 0.2642