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 = 0.070 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2072 0.06583 0.05674 -0.0962 0.2664 0.2653 -2.750 0.2368 0.06517 0.05584 -0.0995 0.2666 0.2731 -2.500 0.2613 0.06292 0.05361 -0.0997 0.2669 0.2755 -2.250 0.2870 0.06154 0.05221 -0.1000 0.2673 0.2804 -2.000 0.3145 0.06114 0.05164 -0.1015 0.2679 0.2942 -1.750 0.3386 0.05981 0.05034 -0.1012 0.2686 0.2995 -1.500 0.3661 0.05983 0.05019 -0.1023 0.2694 0.3149 -1.250 0.3879 0.05854 0.04893 -0.1014 0.2703 0.3183 -1.000 0.4076 0.05718 0.04756 -0.0998 0.2716 0.3227 -0.750 0.4585 0.04876 0.03730 -0.1047 0.2722 0.1688 -0.500 0.4870 0.04796 0.03646 -0.1043 0.2751 0.1703 -0.250 0.5151 0.04777 0.03629 -0.1039 0.2783 0.1735 0.000 0.5480 0.04774 0.03611 -0.1047 0.2807 0.1766 0.250 0.5814 0.04826 0.03664 -0.1058 0.2838 0.1794 0.500 0.6125 0.04914 0.03760 -0.1065 0.2865 0.1834 0.750 0.6513 0.05020 0.03853 -0.1089 0.2902 0.1908 1.000 0.6932 0.05265 0.04099 -0.1126 0.2951 0.2006 1.250 0.7456 0.05363 0.04244 -0.1178 0.3190 0.2204 2.250 0.0853 0.09622 0.08907 -0.0430 0.7207 0.1643 2.500 0.1387 0.09600 0.08849 -0.0468 0.6863 0.1643 2.750 0.1968 0.09593 0.08830 -0.0503 0.6483 0.1668 3.250 0.3492 0.09778 0.08971 -0.0634 0.5932 0.1805 3.500 0.3670 0.09833 0.09014 -0.0619 0.5462 0.1846 3.750 0.4196 0.10027 0.09193 -0.0667 0.5183 0.1953 4.000 0.5152 0.10211 0.09374 -0.0768 0.5071 0.2298 4.250 0.5242 0.10430 0.09591 -0.0756 0.4798 0.2504 4.500 0.5897 0.10577 0.09742 -0.0785 0.4755 0.3086 4.750 0.6989 0.10723 0.09895 -0.0863 0.4730 0.3695 5.000 0.6130 0.11203 0.10365 -0.0776 0.4412 0.3467