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 = 0.070 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0715 0.05829 0.04923 -0.0732 0.2730 0.2889 -2.750 0.1216 0.05711 0.04766 -0.0803 0.2719 0.3040 -2.500 0.1552 0.05465 0.04515 -0.0823 0.2711 0.3080 -2.250 0.1850 0.05336 0.04371 -0.0836 0.2708 0.3167 -2.000 0.2112 0.05195 0.04219 -0.0842 0.2707 0.3286 -1.750 0.2579 0.04373 0.03233 -0.0899 0.2705 0.1749 -1.500 0.2905 0.04134 0.02931 -0.0906 0.2704 0.1701 -1.250 0.3267 0.04026 0.02784 -0.0922 0.2705 0.1695 -1.000 0.3631 0.03994 0.02736 -0.0938 0.2707 0.1708 -0.750 0.3982 0.03988 0.02718 -0.0952 0.2707 0.1731 -0.500 0.4335 0.03999 0.02716 -0.0965 0.2707 0.1782 -0.250 0.4678 0.04011 0.02718 -0.0977 0.2704 0.1850 0.000 0.5016 0.04040 0.02747 -0.0988 0.2700 0.1921 0.250 0.5399 0.04066 0.02771 -0.1009 0.2695 0.2019 0.500 0.5970 0.04164 0.02867 -0.1075 0.2701 0.2231 0.750 0.6532 0.04266 0.02987 -0.1139 0.2715 0.2671 1.000 0.6891 0.04264 0.03003 -0.1153 0.2735 0.3155 1.250 0.7231 0.04319 0.03106 -0.1164 0.2791 0.3518 1.500 0.7554 0.04463 0.03283 -0.1176 0.2851 0.3796 1.750 0.7867 0.04632 0.03467 -0.1188 0.2896 0.4016 2.000 0.8177 0.04848 0.03688 -0.1200 0.2937 0.4189 2.500 0.8757 0.05262 0.04173 -0.1215 0.3203 0.4594 3.000 0.2642 0.09102 0.08275 -0.0654 0.7419 0.1898 3.500 0.3909 0.09237 0.08399 -0.0780 0.6566 0.2334 3.750 0.4484 0.09319 0.08490 -0.0816 0.6189 0.2928 4.000 0.4953 0.09422 0.08592 -0.0836 0.5904 0.3425 4.250 0.5377 0.09535 0.08718 -0.0851 0.5639 0.3809 4.500 0.5686 0.09663 0.08849 -0.0849 0.5382 0.4051 4.750 0.5908 0.09825 0.09010 -0.0840 0.5138 0.4210