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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3842 0.07878 0.07141 0.0594 0.9999 0.7917 -2.750 -0.4272 0.07619 0.06892 0.0653 0.9999 0.7648 -2.500 -0.4346 0.07374 0.06657 0.0636 0.9999 0.7261 -2.250 -0.4200 0.07223 0.06507 0.0566 0.9999 0.6787 -2.000 -0.3785 0.07102 0.06391 0.0459 0.9999 0.6271 -1.750 -0.3348 0.06948 0.06246 0.0368 0.9999 0.5879 -1.500 -0.1333 0.06372 0.05627 -0.0051 0.8400 0.5201 -1.250 -0.0984 0.06192 0.05428 -0.0092 0.7356 0.5001 -1.000 -0.0165 0.05810 0.04968 -0.0199 0.6394 0.4770 -0.750 0.1178 0.05325 0.04263 -0.0384 0.5933 0.4700 -0.500 0.1917 0.05199 0.04027 -0.0479 0.5736 0.4752 -0.250 0.2724 0.05138 0.03862 -0.0592 0.5587 0.4822 0.000 0.3409 0.05070 0.03743 -0.0680 0.5490 0.5016 0.250 0.4094 0.04999 0.03639 -0.0766 0.5395 0.5403 0.500 0.4966 0.04860 0.03477 -0.0886 0.5295 0.6411 0.750 0.6575 0.04870 0.03515 -0.1181 0.5150 1.0001 1.000 0.7062 0.05050 0.03640 -0.1232 0.5108 1.0001 1.250 0.7471 0.05225 0.03779 -0.1266 0.5091 1.0001 1.500 0.7800 0.05399 0.03932 -0.1286 0.5090 1.0001 1.750 0.8055 0.05581 0.04103 -0.1293 0.5098 1.0001 2.000 0.8246 0.05783 0.04303 -0.1290 0.5113 1.0001 2.250 0.8366 0.06015 0.04540 -0.1278 0.5137 1.0001 2.500 0.8422 0.06285 0.04818 -0.1259 0.5167 1.0001 2.750 0.8438 0.06597 0.05137 -0.1238 0.5204 1.0001 3.000 0.8426 0.06948 0.05494 -0.1216 0.5246 1.0001 3.250 0.8448 0.07320 0.05864 -0.1201 0.5288 1.0001 3.500 0.7289 0.08281 0.06890 -0.1076 0.5442 1.0001 3.750 0.7146 0.08844 0.07447 -0.1066 0.5534 1.0001 4.250 0.5997 0.10568 0.09197 -0.1029 0.5964 1.0001 4.500 0.5769 0.11142 0.09768 -0.1027 0.6179 1.0001 4.750 0.5573 0.11681 0.10302 -0.1026 0.6432 1.0001 5.000 0.5308 0.12215 0.10836 -0.1019 0.6773 1.0001