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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4365 0.07699 0.06567 0.0504 0.9999 0.6899 -2.750 -0.4272 0.07469 0.06332 0.0477 0.9999 0.6705 -2.500 -0.4094 0.07253 0.06106 0.0440 0.9999 0.6532 -2.250 -0.3864 0.07059 0.05896 0.0397 0.9999 0.6394 -2.000 -0.3585 0.06834 0.05665 0.0361 0.9999 0.6307 -1.750 -0.3278 0.06662 0.05475 0.0316 0.9999 0.6230 -1.500 -0.2933 0.06482 0.05285 0.0274 0.9999 0.6178 -1.250 -0.2558 0.06310 0.05107 0.0229 0.9999 0.6131 -1.000 -0.2154 0.06165 0.04957 0.0179 0.9999 0.6091 -0.750 -0.1729 0.06030 0.04824 0.0130 0.9999 0.6092 -0.500 -0.1304 0.05912 0.04717 0.0081 0.9999 0.6170 -0.250 -0.0909 0.05826 0.04661 0.0033 0.9999 0.6288 0.000 -0.0682 0.05927 0.04797 -0.0009 0.9999 0.6382 0.250 -0.0095 0.06397 0.05275 -0.0195 0.9441 0.6561 0.500 0.1097 0.06206 0.05097 -0.0413 0.8542 0.7306 0.750 0.2870 0.06179 0.05033 -0.0746 0.7833 1.0001 1.000 0.3514 0.06465 0.05183 -0.0851 0.7579 1.0001 1.250 0.3972 0.06722 0.05344 -0.0910 0.7421 1.0001 1.500 0.4185 0.07021 0.05583 -0.0931 0.7318 1.0001 1.750 0.4461 0.07299 0.05798 -0.0958 0.7239 1.0001 2.000 0.4529 0.07643 0.06104 -0.0960 0.7200 1.0001 2.250 0.4616 0.07982 0.06406 -0.0964 0.7177 1.0001 2.500 0.4693 0.08326 0.06717 -0.0968 0.7170 1.0001 2.750 0.4753 0.08678 0.07038 -0.0969 0.7177 1.0001 3.000 0.4809 0.09033 0.07364 -0.0971 0.7197 1.0001 3.250 0.4885 0.09386 0.07690 -0.0975 0.7228 1.0001 3.500 0.4955 0.09746 0.08025 -0.0979 0.7268 1.0001 3.750 0.4836 0.10109 0.08371 -0.0962 0.7351 1.0001 4.000 0.4898 0.10467 0.08705 -0.0966 0.7421 1.0001 4.250 0.4829 0.10799 0.09024 -0.0954 0.7522 1.0001 4.500 0.4858 0.11146 0.09349 -0.0954 0.7622 1.0001 4.750 0.4775 0.11455 0.09645 -0.0940 0.7763 1.0001 5.000 0.4794 0.11792 0.09966 -0.0939 0.7903 1.0001