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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0519 0.06649 0.05885 0.0006 0.5425 0.8107 -2.750 -0.1109 0.06467 0.05734 0.0114 0.5479 0.7868 -2.500 -0.1588 0.06290 0.05575 0.0186 0.5512 0.7561 -2.250 -0.1595 0.06182 0.05427 0.0150 0.5412 0.7024 -2.000 -0.1075 0.06208 0.05372 0.0007 0.5238 0.6215 -1.750 -0.0403 0.06184 0.05268 -0.0146 0.5101 0.5438 -1.500 0.0282 0.06156 0.05156 -0.0282 0.4991 0.4828 -1.250 0.0940 0.06002 0.04930 -0.0383 0.4908 0.4541 -1.000 0.1508 0.05902 0.04781 -0.0462 0.4851 0.4349 -0.750 0.2072 0.05769 0.04605 -0.0533 0.4786 0.4216 -0.500 0.2689 0.05722 0.04491 -0.0613 0.4714 0.4101 -0.250 0.3382 0.05668 0.04371 -0.0704 0.4639 0.4082 0.000 0.3905 0.05618 0.04288 -0.0760 0.4592 0.4150 0.250 0.4464 0.05575 0.04223 -0.0822 0.4555 0.4321 0.500 0.5125 0.05546 0.04171 -0.0906 0.4541 0.4553 0.750 0.5845 0.05508 0.04126 -0.1001 0.4534 0.5091 1.250 0.7935 0.05481 0.04225 -0.1342 0.4547 1.0001 1.500 0.8295 0.05679 0.04402 -0.1369 0.4566 1.0001 1.750 0.8618 0.05891 0.04598 -0.1389 0.4589 1.0001 2.000 0.8922 0.06118 0.04807 -0.1405 0.4613 1.0001 2.250 0.9158 0.06343 0.05024 -0.1409 0.4640 1.0001 2.500 0.9028 0.06556 0.05269 -0.1353 0.4694 1.0001 2.750 0.8914 0.06865 0.05597 -0.1307 0.4755 1.0001 3.000 0.8810 0.07225 0.05967 -0.1267 0.4817 1.0001 3.250 0.8831 0.07597 0.06334 -0.1249 0.4875 1.0001 3.500 0.7618 0.08437 0.07248 -0.1096 0.5034 1.0001 3.750 0.6746 0.09495 0.08348 -0.1044 0.5264 1.0001