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 = 0.060 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0166 0.06298 0.05406 -0.0529 0.2943 0.3246 -2.750 0.0376 0.05926 0.05024 -0.0591 0.2926 0.3345 -2.500 0.0856 0.05673 0.04755 -0.0648 0.2911 0.3524 -2.250 0.1268 0.05461 0.04530 -0.0685 0.2902 0.3750 -2.000 0.1619 0.05279 0.04340 -0.0705 0.2896 0.4029 -1.750 0.1853 0.05109 0.04172 -0.0695 0.2892 0.4477 -1.500 0.2101 0.04978 0.04038 -0.0690 0.2891 0.4790 -1.250 0.3104 0.04323 0.03133 -0.0884 0.2885 0.1881 -1.000 0.3457 0.04224 0.03004 -0.0897 0.2887 0.1878 -0.750 0.3819 0.04177 0.02934 -0.0912 0.2891 0.1906 -0.500 0.4200 0.04146 0.02864 -0.0930 0.2897 0.1967 -0.250 0.4549 0.04159 0.02884 -0.0944 0.2901 0.2026 0.000 0.4931 0.04158 0.02862 -0.0964 0.2900 0.2098 0.250 0.5349 0.04180 0.02886 -0.0993 0.2893 0.2206 0.500 0.5926 0.04230 0.02928 -0.1059 0.2889 0.2437 0.750 0.6493 0.04304 0.03023 -0.1124 0.2896 0.2953 1.000 0.6969 0.04404 0.03140 -0.1170 0.2916 0.3635 1.250 0.7355 0.04541 0.03295 -0.1197 0.2936 0.4005 1.500 0.7696 0.04733 0.03493 -0.1216 0.2958 0.4281 1.750 0.8035 0.04782 0.03561 -0.1228 0.2990 0.4520 2.000 0.8260 0.04863 0.03711 -0.1217 0.3102 0.4741 2.250 0.8554 0.05052 0.03931 -0.1227 0.3164 0.5092 2.500 0.8860 0.05314 0.04215 -0.1243 0.3211 0.5466 2.750 0.9011 0.05396 0.04381 -0.1222 0.3429 0.5743 3.000 0.6128 0.07136 0.06301 -0.0926 0.5670 0.4067 3.500 0.2676 0.09812 0.08942 -0.0666 0.7638 0.2168 3.750 0.3019 0.09956 0.09076 -0.0701 0.7323 0.2316 4.000 0.3740 0.10258 0.09382 -0.0794 0.7052 0.2810 4.250 0.4310 0.10416 0.09560 -0.0853 0.6709 0.3567 4.500 0.4716 0.10528 0.09681 -0.0872 0.6357 0.3998 4.750 0.5158 0.10711 0.09868 -0.0895 0.6110 0.4355 5.000 0.5507 0.10878 0.10040 -0.0904 0.5862 0.4646