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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0914 0.07087 0.06180 -0.0667 0.3040 0.3393 -2.750 0.1441 0.06839 0.05914 -0.0741 0.3032 0.3610 -2.500 0.1844 0.06590 0.05659 -0.0777 0.3028 0.3876 -2.250 0.2171 0.06367 0.05435 -0.0794 0.3027 0.4166 -2.000 0.2421 0.06180 0.05250 -0.0792 0.3030 0.4483 -1.750 0.2576 0.05999 0.05076 -0.0768 0.3035 0.4924 -1.500 0.2742 0.05828 0.04912 -0.0745 0.3044 0.5250 -1.250 0.2909 0.05680 0.04769 -0.0726 0.3054 0.5516 -1.000 0.3101 0.05555 0.04649 -0.0716 0.3067 0.5683 -0.750 0.3466 0.05535 0.04620 -0.0752 0.3086 0.5487 -0.500 0.4761 0.05406 0.04258 -0.1018 0.3104 0.2186 -0.250 0.5055 0.05367 0.04208 -0.1021 0.3129 0.2179 0.000 0.5371 0.05355 0.04178 -0.1028 0.3157 0.2183 0.250 0.5695 0.05370 0.04177 -0.1037 0.3186 0.2208 0.500 0.6010 0.05441 0.04248 -0.1047 0.3215 0.2255 0.750 0.6401 0.05556 0.04338 -0.1074 0.3240 0.2334 1.000 0.6867 0.05743 0.04521 -0.1121 0.3263 0.2480 1.250 0.7221 0.05649 0.04450 -0.1133 0.3308 0.2688 1.500 0.7619 0.05743 0.04583 -0.1166 0.3393 0.3031 1.750 0.8201 0.05950 0.04809 -0.1244 0.3480 0.3760 2.000 0.8699 0.06359 0.05215 -0.1304 0.3558 0.4220 2.250 0.8692 0.06372 0.05295 -0.1256 0.3802 0.4340 2.500 0.8899 0.06654 0.05625 -0.1267 0.4114 0.4566 2.750 0.8691 0.06965 0.06016 -0.1227 0.4704 0.4540 3.500 0.0893 0.11135 0.10376 -0.0400 0.7675 0.2109 3.750 0.1567 0.11613 0.10812 -0.0485 0.7554 0.2129 4.000 0.1950 0.11773 0.10941 -0.0522 0.7339 0.2152 4.250 0.2154 0.11710 0.10846 -0.0532 0.7012 0.2181 4.750 0.3379 0.12262 0.11358 -0.0685 0.6430 0.2419