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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0402 0.06906 0.06035 -0.0410 0.3139 0.3532 -2.750 0.0052 0.06592 0.05707 -0.0461 0.3117 0.3751 -2.500 0.0574 0.06361 0.05457 -0.0530 0.3102 0.4149 -2.250 0.1050 0.05999 0.05091 -0.0571 0.3088 0.4473 -2.000 0.1374 0.05738 0.04829 -0.0580 0.3083 0.4965 -1.750 0.1647 0.05505 0.04595 -0.0581 0.3080 0.5400 -1.500 0.1953 0.05294 0.04380 -0.0591 0.3078 0.5681 -1.250 0.2300 0.05228 0.04299 -0.0619 0.3079 0.5819 -0.750 0.4079 0.04888 0.03696 -0.0953 0.3087 0.2151 -0.500 0.4417 0.04826 0.03614 -0.0964 0.3100 0.2154 -0.250 0.4766 0.04797 0.03566 -0.0976 0.3116 0.2190 0.000 0.5113 0.04793 0.03548 -0.0989 0.3133 0.2258 0.250 0.5443 0.04818 0.03574 -0.1000 0.3146 0.2344 0.500 0.5877 0.04850 0.03593 -0.1033 0.3156 0.2444 0.750 0.6391 0.04915 0.03652 -0.1086 0.3159 0.2629 1.000 0.7009 0.04990 0.03728 -0.1162 0.3169 0.3096 1.250 0.7585 0.05097 0.03858 -0.1233 0.3196 0.3909 1.500 0.7937 0.05278 0.04049 -0.1254 0.3229 0.4354 1.750 0.8324 0.05543 0.04325 -0.1286 0.3262 0.4710 2.000 0.8485 0.05478 0.04338 -0.1261 0.3395 0.4919 2.250 0.8759 0.05695 0.04586 -0.1270 0.3472 0.5245 2.500 0.9128 0.06079 0.04982 -0.1302 0.3531 0.5730 2.750 0.9143 0.06085 0.05074 -0.1260 0.3763 0.5902 3.250 0.9106 0.06668 0.05789 -0.1221 0.4598 0.6202 4.000 0.2137 0.10928 0.10049 -0.0573 0.7653 0.2290 4.250 0.2611 0.11226 0.10320 -0.0635 0.7433 0.2413 4.500 0.3190 0.11579 0.10663 -0.0716 0.7209 0.2615 4.750 0.3677 0.11801 0.10880 -0.0780 0.6895 0.3024