XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/28 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.1892 0.05618 0.04741 -0.0940 0.2389 0.2281 -2.500 0.2165 0.05460 0.04571 -0.0949 0.2393 0.2294 -2.250 0.2436 0.05328 0.04429 -0.0957 0.2393 0.2321 -2.000 0.2697 0.05183 0.04270 -0.0961 0.2393 0.2317 -1.750 0.2861 0.03753 0.02607 -0.0940 0.2393 0.1364 -1.500 0.3241 0.03658 0.02478 -0.0960 0.2388 0.1357 -1.250 0.3645 0.03614 0.02407 -0.0985 0.2385 0.1368 -1.000 0.4045 0.03599 0.02371 -0.1010 0.2377 0.1389 -0.750 0.4456 0.03621 0.02399 -0.1039 0.2379 0.1413 -0.500 0.4861 0.03674 0.02458 -0.1065 0.2388 0.1436 -0.250 0.5265 0.03751 0.02541 -0.1092 0.2402 0.1464 0.000 0.5666 0.03854 0.02651 -0.1120 0.2416 0.1501 0.250 0.6046 0.04010 0.02821 -0.1143 0.2434 0.1555 0.500 0.6432 0.04219 0.03038 -0.1169 0.2459 0.1637 0.750 0.6771 0.04169 0.02996 -0.1175 0.2482 0.1803 1.000 0.7046 0.04320 0.03209 -0.1166 0.2640 0.1986 1.250 0.7477 0.04732 0.03613 -0.1208 0.2733 0.2285 1.500 0.8259 0.04650 0.03820 -0.1329 0.5129 0.2460 1.750 0.8305 0.04785 0.03962 -0.1284 0.5027 0.2601 2.000 0.8393 0.05222 0.04380 -0.1250 0.4885 0.2779 2.250 0.8366 0.05243 0.04424 -0.1194 0.4751 0.2855 2.500 0.8430 0.05577 0.04743 -0.1155 0.4576 0.2994 2.750 0.8563 0.05709 0.04879 -0.1131 0.4436 0.3131 3.000 0.8545 0.05953 0.05123 -0.1082 0.4235 0.3212 3.250 0.8928 0.06205 0.05363 -0.1108 0.4135 0.3371 3.500 0.8763 0.06397 0.05566 -0.1037 0.3935 0.3412 3.750 0.9173 0.06656 0.05821 -0.1071 0.3863 0.3586 4.000 0.8904 0.06900 0.06078 -0.0987 0.3703 0.3596 4.250 0.9078 0.07104 0.06291 -0.0982 0.3623 0.3722 4.500 0.9460 0.07377 0.06554 -0.1008 0.3579 0.3875 4.750 0.9033 0.07727 0.06919 -0.0909 0.3470 0.3850 5.000 0.8625 0.07949 0.07153 -0.0813 0.3393 0.3826