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 = 0.070 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0479 0.05564 0.04694 -0.0506 0.2843 0.3007 -2.750 -0.0059 0.05378 0.04481 -0.0554 0.2825 0.3165 -2.500 0.0407 0.05087 0.04177 -0.0600 0.2805 0.3238 -2.250 0.0820 0.04885 0.03957 -0.0637 0.2789 0.3420 -2.000 0.1189 0.04714 0.03774 -0.0660 0.2776 0.3663 -1.750 0.1522 0.04564 0.03611 -0.0675 0.2764 0.3910 -1.500 0.2248 0.03624 0.02408 -0.0780 0.2756 0.1700 -1.250 0.2637 0.03531 0.02281 -0.0800 0.2746 0.1712 -1.000 0.3033 0.03473 0.02184 -0.0821 0.2742 0.1760 -0.750 0.3408 0.03478 0.02188 -0.0841 0.2739 0.1812 -0.500 0.3815 0.03468 0.02163 -0.0865 0.2738 0.1873 -0.250 0.4230 0.03472 0.02159 -0.0892 0.2741 0.1953 0.000 0.4711 0.03496 0.02177 -0.0934 0.2740 0.2095 0.250 0.5328 0.03531 0.02221 -0.1010 0.2731 0.2421 0.500 0.5775 0.03586 0.02294 -0.1046 0.2723 0.3014 0.750 0.6182 0.03648 0.02366 -0.1076 0.2715 0.3535 1.000 0.6567 0.03724 0.02466 -0.1100 0.2723 0.3878 1.250 0.6910 0.03819 0.02579 -0.1115 0.2742 0.4123 1.500 0.7238 0.03925 0.02701 -0.1127 0.2763 0.4337 1.750 0.7555 0.04039 0.02835 -0.1138 0.2786 0.4594 2.000 0.7871 0.04158 0.02983 -0.1149 0.2808 0.4947 2.250 0.8168 0.04290 0.03150 -0.1158 0.2830 0.5413 2.500 0.9218 0.04503 0.03505 -0.1334 0.2964 1.0001 2.750 0.9436 0.04719 0.03723 -0.1325 0.3030 1.0001 3.000 0.9683 0.04879 0.03888 -0.1320 0.3121 1.0001 3.250 0.9873 0.05237 0.04265 -0.1311 0.3297 1.0001 3.500 0.3707 0.08794 0.07966 -0.0794 0.7326 0.3118 4.250 0.5184 0.09046 0.08249 -0.0877 0.6283 0.4395 4.750 0.6737 0.09437 0.08765 -0.1046 0.5737 1.0001