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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0844 0.07071 0.06206 -0.0289 0.3305 0.3996 -2.750 -0.0467 0.06817 0.05931 -0.0326 0.3278 0.4404 -2.500 0.0056 0.06398 0.05499 -0.0373 0.3257 0.4911 -2.250 0.0385 0.06044 0.05148 -0.0377 0.3246 0.5430 -2.000 0.0695 0.05728 0.04833 -0.0384 0.3239 0.5896 -1.750 0.1041 0.05457 0.04559 -0.0406 0.3233 0.6213 -1.500 0.1400 0.05237 0.04332 -0.0437 0.3228 0.6394 -1.250 0.1935 0.05165 0.04237 -0.0521 0.3224 0.6216 -1.000 0.3688 0.05165 0.03982 -0.0932 0.3219 0.2358 -0.750 0.4063 0.05072 0.03866 -0.0952 0.3222 0.2330 -0.500 0.4417 0.05023 0.03791 -0.0967 0.3229 0.2342 -0.250 0.4778 0.05007 0.03741 -0.0983 0.3237 0.2391 0.000 0.5125 0.05020 0.03754 -0.0999 0.3247 0.2458 0.250 0.5529 0.05063 0.03772 -0.1025 0.3258 0.2538 0.500 0.6004 0.05042 0.03745 -0.1066 0.3274 0.2654 0.750 0.6542 0.05066 0.03760 -0.1121 0.3287 0.2892 1.000 0.7258 0.05073 0.03782 -0.1219 0.3299 0.3667 1.250 0.7653 0.05142 0.03884 -0.1247 0.3313 0.4359 1.500 0.7975 0.05241 0.04027 -0.1261 0.3363 0.4746 1.750 0.8259 0.05395 0.04208 -0.1268 0.3418 0.5084 2.000 0.8546 0.05567 0.04419 -0.1278 0.3469 0.5525 2.250 0.8845 0.05794 0.04670 -0.1292 0.3512 0.6034 2.500 0.8952 0.05817 0.04768 -0.1265 0.3648 0.6346 2.750 0.9194 0.06052 0.05055 -0.1275 0.3752 0.6835 3.000 0.9837 0.06498 0.05576 -0.1388 0.4029 1.0001 3.250 0.9793 0.06814 0.05929 -0.1359 0.4305 1.0001 3.500 0.6381 0.08412 0.07517 -0.0926 0.5243 0.4939 4.000 0.1745 0.11015 0.10123 -0.0532 0.8094 0.2421 4.250 0.2090 0.11281 0.10378 -0.0576 0.7921 0.2506 4.500 0.2588 0.11670 0.10742 -0.0650 0.7763 0.2641 4.750 0.3477 0.12373 0.11427 -0.0799 0.7592 0.3103 5.000 0.3696 0.12372 0.11431 -0.0827 0.7307 0.3590