XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/33 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0304 0.03921 0.02913 -0.0729 0.2458 0.1484 -2.750 0.0620 0.03745 0.02711 -0.0738 0.2446 0.1446 -2.500 0.0918 0.03485 0.02402 -0.0743 0.2435 0.1396 -2.250 0.1268 0.03240 0.02086 -0.0756 0.2425 0.1375 -2.000 0.1690 0.03144 0.01946 -0.0785 0.2416 0.1384 -1.750 0.2154 0.03079 0.01842 -0.0823 0.2407 0.1386 -1.500 0.2558 0.03035 0.01774 -0.0848 0.2404 0.1393 -1.250 0.2960 0.03017 0.01742 -0.0873 0.2402 0.1410 -1.000 0.3362 0.03016 0.01734 -0.0898 0.2401 0.1435 -0.500 0.4085 0.03060 0.01788 -0.0931 0.2391 0.1538 -0.250 0.4442 0.03093 0.01826 -0.0947 0.2386 0.1610 0.000 0.4784 0.03141 0.01886 -0.0959 0.2380 0.1696 0.250 0.5178 0.03203 0.01953 -0.0982 0.2378 0.1875 0.500 0.5601 0.03287 0.02037 -0.1013 0.2382 0.2220 0.750 0.5969 0.03381 0.02149 -0.1033 0.2387 0.2585 1.000 0.6233 0.03491 0.02266 -0.1029 0.2393 0.2882 1.250 0.6528 0.03627 0.02404 -0.1034 0.2401 0.3167 1.500 0.6918 0.03728 0.02515 -0.1062 0.2412 0.3401 1.750 0.7256 0.03732 0.02532 -0.1072 0.2429 0.3553 2.000 0.7587 0.03817 0.02675 -0.1081 0.2495 0.3699 2.250 0.7903 0.03981 0.02863 -0.1092 0.2548 0.3829 2.500 0.8199 0.04162 0.03058 -0.1100 0.2587 0.3974 2.750 0.8528 0.04493 0.03392 -0.1122 0.2633 0.4172 3.250 0.9039 0.05002 0.04242 -0.1178 0.5048 0.4320 3.500 0.9035 0.05248 0.04498 -0.1132 0.4863 0.4504 3.750 0.9406 0.05653 0.04906 -0.1153 0.4731 0.5058 4.250 1.0337 0.06098 0.05431 -0.1262 0.4303 1.0001 4.500 1.0207 0.06295 0.05632 -0.1196 0.4111 1.0001 4.750 1.0459 0.06562 0.05881 -0.1193 0.4060 1.0001 5.000 1.0191 0.06782 0.06113 -0.1111 0.3887 1.0001