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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2629 0.07886 0.06397 0.0290 0.9999 0.8400 -2.750 -0.2845 0.07640 0.06173 0.0339 0.9999 0.8326 -2.500 -0.2932 0.07380 0.05933 0.0365 0.9999 0.8281 -2.250 -0.2977 0.07118 0.05687 0.0383 0.9999 0.8256 -2.000 -0.2939 0.06862 0.05444 0.0386 0.9999 0.8253 -1.750 -0.2800 0.06618 0.05211 0.0372 0.9999 0.8280 -1.250 -0.1984 0.06199 0.04830 0.0251 0.9999 0.8619 -1.000 -0.0362 0.06054 0.04731 -0.0064 0.9999 0.9884 -0.750 -0.0443 0.05911 0.04597 -0.0045 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0370 0.05759 0.04446 -0.0052 0.9999 1.0001 -0.250 -0.0144 0.05682 0.04353 -0.0086 0.9999 1.0001 0.000 0.0223 0.05688 0.04330 -0.0146 0.9999 1.0001 0.250 0.0656 0.05787 0.04402 -0.0222 0.9999 1.0001 0.500 0.0967 0.06016 0.04617 -0.0288 0.9999 1.0001 0.750 0.0914 0.06418 0.05026 -0.0312 0.9999 1.0001 1.000 0.0851 0.06844 0.05426 -0.0335 0.9999 1.0001 1.250 0.0939 0.07227 0.05756 -0.0374 0.9999 1.0001 1.500 0.1095 0.07588 0.06051 -0.0417 0.9999 1.0001 1.750 0.1265 0.07928 0.06320 -0.0455 0.9999 1.0001 2.000 0.1433 0.08248 0.06571 -0.0486 0.9999 1.0001 2.250 0.1592 0.08552 0.06807 -0.0511 0.9999 1.0001 2.500 0.1741 0.08841 0.07031 -0.0531 0.9999 1.0001 2.750 0.1881 0.09122 0.07255 -0.0547 0.9999 1.0001 3.000 0.2016 0.09397 0.07477 -0.0560 0.9999 1.0001 3.250 0.2149 0.09666 0.07697 -0.0572 0.9999 1.0001 3.500 0.2278 0.09934 0.07919 -0.0582 0.9999 1.0001 3.750 0.2406 0.10198 0.08140 -0.0592 0.9999 1.0001 4.000 0.2533 0.10461 0.08362 -0.0600 0.9999 1.0001 4.250 0.2658 0.10724 0.08587 -0.0608 0.9999 1.0001 4.500 0.2783 0.10986 0.08812 -0.0616 0.9999 1.0001 4.750 0.2906 0.11248 0.09041 -0.0623 0.9999 1.0001 5.000 0.3030 0.11508 0.09271 -0.0630 0.9999 1.0001