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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.1293 0.04698 0.03690 -0.0856 0.2478 0.1684 -2.500 0.1629 0.04552 0.03542 -0.0873 0.2472 0.1646 -2.250 0.1870 0.04098 0.03018 -0.0869 0.2469 0.1507 -2.000 0.2181 0.03844 0.02714 -0.0875 0.2468 0.1459 -1.750 0.2527 0.03719 0.02552 -0.0888 0.2467 0.1469 -1.500 0.2895 0.03608 0.02404 -0.0904 0.2468 0.1474 -1.250 0.3309 0.03539 0.02302 -0.0931 0.2464 0.1475 -1.000 0.3740 0.03534 0.02277 -0.0963 0.2458 0.1489 -0.750 0.4169 0.03574 0.02303 -0.0996 0.2449 0.1514 -0.500 0.4570 0.03590 0.02314 -0.1021 0.2447 0.1547 -0.250 0.4886 0.03668 0.02405 -0.1028 0.2447 0.1598 0.000 0.5254 0.03741 0.02479 -0.1047 0.2453 0.1681 0.250 0.5563 0.03784 0.02533 -0.1050 0.2459 0.1770 0.500 0.5981 0.03806 0.02561 -0.1078 0.2472 0.1928 0.750 0.6450 0.03846 0.02618 -0.1117 0.2498 0.2244 1.000 0.6786 0.03950 0.02769 -0.1126 0.2549 0.2551 1.250 0.7018 0.04096 0.02930 -0.1114 0.2592 0.2818 1.500 0.7297 0.04263 0.03109 -0.1115 0.2637 0.3045 1.750 0.7631 0.04480 0.03339 -0.1134 0.2677 0.3323 2.500 0.8760 0.05150 0.04353 -0.1286 0.5548 0.3678 2.750 0.8325 0.05421 0.04645 -0.1175 0.5505 0.3655 3.000 0.7921 0.05783 0.05018 -0.1075 0.5414 0.3634 3.250 0.8131 0.06022 0.05255 -0.1065 0.5190 0.3760 3.500 0.8461 0.06238 0.05461 -0.1071 0.4966 0.3912 3.750 0.9117 0.06408 0.05625 -0.1133 0.4816 0.4175 4.000 0.8651 0.06690 0.05912 -0.1017 0.4606 0.4136 4.250 0.8575 0.06975 0.06200 -0.0965 0.4399 0.4207 4.500 0.9076 0.07142 0.06371 -0.1001 0.4311 0.4512 4.750 0.8425 0.07515 0.06742 -0.0869 0.4121 0.4386 5.000 0.9062 0.07666 0.06905 -0.0927 0.4052 0.4783