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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0902 0.06574 0.05673 -0.0227 0.4510 0.8642 -2.750 0.0291 0.06420 0.05543 -0.0108 0.4535 0.8351 -2.500 -0.0414 0.06224 0.05375 0.0029 0.4572 0.8124 -2.250 -0.1059 0.06007 0.05177 0.0144 0.4602 0.7864 -2.000 -0.1349 0.05861 0.05027 0.0166 0.4607 0.7399 -1.750 -0.0695 0.06024 0.05130 -0.0033 0.4542 0.6274 -1.500 0.0431 0.06134 0.05131 -0.0305 0.4439 0.4827 -1.250 0.1343 0.06025 0.04922 -0.0476 0.4350 0.4074 -1.000 0.1874 0.05909 0.04763 -0.0544 0.4301 0.3847 -0.750 0.2339 0.05749 0.04580 -0.0589 0.4246 0.3770 -0.500 0.2922 0.05652 0.04434 -0.0660 0.4200 0.3668 -0.250 0.3555 0.05598 0.04324 -0.0737 0.4177 0.3610 0.000 0.4206 0.05529 0.04214 -0.0818 0.4163 0.3633 0.250 0.4845 0.05478 0.04140 -0.0895 0.4157 0.3786 0.500 0.5500 0.05454 0.04097 -0.0976 0.4159 0.4046 0.750 0.6255 0.05419 0.04056 -0.1078 0.4167 0.4548 1.000 0.7002 0.05305 0.04001 -0.1176 0.4184 0.5928 1.250 0.8203 0.05352 0.04168 -0.1388 0.4219 1.0001 1.500 0.8529 0.05542 0.04345 -0.1407 0.4250 1.0001 1.750 0.8831 0.05750 0.04541 -0.1421 0.4283 1.0001 2.000 0.9113 0.05975 0.04751 -0.1431 0.4316 1.0001 2.250 0.9400 0.06222 0.04979 -0.1443 0.4347 1.0001 2.500 0.9464 0.06395 0.05169 -0.1414 0.4390 1.0001 2.750 0.9377 0.06629 0.05429 -0.1365 0.4449 1.0001 3.000 0.9305 0.06932 0.05746 -0.1323 0.4510 1.0001 3.250 0.9278 0.07267 0.06085 -0.1291 0.4562 1.0001 3.500 0.9374 0.07610 0.06418 -0.1279 0.4608 1.0001 3.750 0.8037 0.08408 0.07294 -0.1099 0.4802 1.0001 4.000 0.7713 0.09045 0.07942 -0.1068 0.4946 1.0001