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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.2935 0.07914 0.07303 0.0456 0.9787 0.7997 -2.250 -0.2743 0.07219 0.06605 0.0306 0.9087 0.6949 -2.000 -0.2192 0.06948 0.06318 0.0169 0.8317 0.6350 -1.750 -0.1879 0.06801 0.06161 0.0108 0.7426 0.5963 -1.500 -0.1041 0.06429 0.05710 -0.0036 0.6304 0.5495 -1.250 0.0258 0.06021 0.05090 -0.0250 0.5868 0.5089 -1.000 0.0956 0.05844 0.04808 -0.0350 0.5682 0.4892 -0.750 0.1582 0.05736 0.04626 -0.0434 0.5552 0.4768 -0.500 0.2311 0.05655 0.04457 -0.0537 0.5448 0.4714 -0.250 0.2877 0.05594 0.04356 -0.0606 0.5382 0.4775 0.000 0.3483 0.05567 0.04280 -0.0682 0.5317 0.4868 0.250 0.4167 0.05530 0.04195 -0.0771 0.5244 0.5035 0.500 0.4880 0.05507 0.04133 -0.0864 0.5177 0.5398 0.750 0.5433 0.05454 0.04092 -0.0927 0.5126 0.5990 1.000 0.7088 0.05387 0.04100 -0.1233 0.5034 1.0001 1.250 0.7484 0.05592 0.04271 -0.1271 0.5034 1.0001 1.500 0.7792 0.05806 0.04465 -0.1292 0.5044 1.0001 1.750 0.8021 0.06039 0.04688 -0.1299 0.5062 1.0001 2.000 0.8184 0.06297 0.04939 -0.1297 0.5086 1.0001 2.250 0.8309 0.06578 0.05215 -0.1290 0.5116 1.0001 2.500 0.8418 0.06888 0.05518 -0.1282 0.5148 1.0001 2.750 0.8526 0.07222 0.05841 -0.1276 0.5181 1.0001 3.000 0.7434 0.08010 0.06717 -0.1132 0.5307 1.0001 3.250 0.7000 0.08704 0.07425 -0.1089 0.5416 1.0001 4.000 0.5749 0.11056 0.09807 -0.1051 0.5975 1.0001 4.250 0.5481 0.11673 0.10423 -0.1049 0.6221 1.0001 4.500 0.5056 0.12268 0.11031 -0.1033 0.6572 1.0001 4.750 0.4855 0.12835 0.11594 -0.1033 0.6968 1.0001