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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.500 0.2245 0.04936 0.03909 -0.0989 0.2453 0.1661 -2.250 0.2536 0.04833 0.03810 -0.0995 0.2454 0.1631 -2.000 0.2726 0.04376 0.03285 -0.0979 0.2456 0.1500 -1.750 0.3000 0.04199 0.03079 -0.0976 0.2459 0.1470 -1.500 0.3343 0.03980 0.02802 -0.0988 0.2458 0.1439 -1.250 0.3692 0.03947 0.02748 -0.1002 0.2458 0.1459 -1.000 0.4072 0.03946 0.02726 -0.1023 0.2453 0.1483 -0.750 0.4463 0.03934 0.02697 -0.1046 0.2451 0.1500 -0.500 0.4872 0.03947 0.02698 -0.1073 0.2450 0.1522 -0.250 0.5233 0.04001 0.02761 -0.1090 0.2459 0.1549 0.000 0.5550 0.04006 0.02775 -0.1095 0.2470 0.1587 0.250 0.5922 0.04005 0.02783 -0.1110 0.2491 0.1653 0.500 0.6226 0.04076 0.02896 -0.1110 0.2548 0.1721 0.750 0.6595 0.04234 0.03076 -0.1128 0.2608 0.1873 1.000 0.7014 0.04423 0.03273 -0.1161 0.2661 0.2125 1.250 0.7430 0.04781 0.03637 -0.1200 0.2715 0.2439 1.500 0.7769 0.04818 0.03734 -0.1200 0.3027 0.2692 2.250 0.8285 0.05360 0.04559 -0.1224 0.5424 0.2993 2.500 0.7829 0.05657 0.04875 -0.1109 0.5355 0.2954 2.750 0.8214 0.05935 0.05135 -0.1125 0.5136 0.3194 3.000 0.7858 0.06194 0.05401 -0.1025 0.5020 0.3182 3.500 0.8288 0.06716 0.05916 -0.1011 0.4537 0.3488 3.750 0.8863 0.06915 0.06108 -0.1067 0.4407 0.3728 4.000 0.8308 0.07219 0.06417 -0.0937 0.4206 0.3659 4.250 0.9222 0.07459 0.06649 -0.1048 0.4118 0.3998 4.500 0.8045 0.07821 0.07025 -0.0834 0.3948 0.3786 4.750 0.8585 0.07996 0.07198 -0.0878 0.3871 0.4006 5.000 0.9845 0.08602 0.07780 -0.1047 0.3816 0.4402