XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/30 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.1268 0.04377 0.03373 -0.0855 0.2405 0.1541 -2.500 0.1579 0.04240 0.03231 -0.0865 0.2402 0.1509 -2.250 0.1791 0.03688 0.02581 -0.0850 0.2401 0.1383 -2.000 0.2138 0.03531 0.02385 -0.0862 0.2400 0.1363 -1.750 0.2519 0.03423 0.02236 -0.0882 0.2400 0.1374 -1.500 0.2911 0.03357 0.02138 -0.0904 0.2396 0.1386 -1.250 0.3319 0.03321 0.02081 -0.0930 0.2389 0.1392 -1.000 0.3728 0.03306 0.02053 -0.0956 0.2381 0.1401 -0.750 0.4133 0.03313 0.02063 -0.0983 0.2372 0.1423 -0.500 0.4528 0.03353 0.02111 -0.1008 0.2375 0.1454 -0.250 0.4913 0.03411 0.02177 -0.1030 0.2382 0.1497 0.000 0.5284 0.03490 0.02269 -0.1050 0.2391 0.1564 0.250 0.5617 0.03587 0.02378 -0.1060 0.2400 0.1664 0.500 0.5994 0.03704 0.02503 -0.1081 0.2413 0.1801 0.750 0.6393 0.03855 0.02657 -0.1108 0.2428 0.2057 1.000 0.6798 0.04122 0.02934 -0.1142 0.2451 0.2375 1.250 0.7053 0.04108 0.02925 -0.1131 0.2464 0.2637 1.500 0.7243 0.04131 0.03006 -0.1100 0.2582 0.2817 1.750 0.7480 0.04338 0.03226 -0.1093 0.2647 0.3015 2.000 0.7845 0.04646 0.03527 -0.1119 0.2722 0.3237 2.500 0.8513 0.05013 0.04199 -0.1191 0.4955 0.3427 2.750 0.8943 0.05325 0.04501 -0.1227 0.4809 0.3610 3.000 0.8797 0.05451 0.04643 -0.1152 0.4627 0.3644 3.500 0.9161 0.05917 0.05108 -0.1129 0.4325 0.3850 4.000 0.9418 0.06374 0.05569 -0.1088 0.4054 0.4078 4.250 0.9207 0.06594 0.05800 -0.1012 0.3878 0.4094 4.500 0.9427 0.06801 0.06010 -0.1008 0.3811 0.4265 4.750 0.9840 0.07152 0.06353 -0.1039 0.3770 0.4460 5.000 0.9166 0.07323 0.06549 -0.0897 0.3603 0.4384