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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0267 0.04289 0.03297 -0.0717 0.2565 0.1624 -2.750 0.0651 0.04099 0.03093 -0.0742 0.2550 0.1583 -2.500 0.0884 0.03591 0.02489 -0.0733 0.2542 0.1465 -2.250 0.1209 0.03426 0.02282 -0.0742 0.2531 0.1466 -2.000 0.1565 0.03288 0.02102 -0.0756 0.2521 0.1465 -1.750 0.1956 0.03178 0.01956 -0.0777 0.2511 0.1463 -1.500 0.2375 0.03103 0.01849 -0.0805 0.2504 0.1468 -1.250 0.2811 0.03061 0.01786 -0.0837 0.2498 0.1484 -1.000 0.3213 0.03066 0.01792 -0.0862 0.2497 0.1513 -0.750 0.3590 0.03097 0.01822 -0.0881 0.2496 0.1567 -0.500 0.3980 0.03119 0.01839 -0.0904 0.2489 0.1633 -0.250 0.4333 0.03162 0.01887 -0.0918 0.2483 0.1699 0.000 0.4727 0.03203 0.01928 -0.0942 0.2472 0.1803 0.250 0.5186 0.03262 0.01984 -0.0981 0.2460 0.2019 0.500 0.5691 0.03326 0.02065 -0.1031 0.2461 0.2433 0.750 0.5985 0.03407 0.02163 -0.1033 0.2471 0.2820 1.000 0.6263 0.03497 0.02262 -0.1030 0.2485 0.3140 1.250 0.6663 0.03592 0.02383 -0.1059 0.2506 0.3431 1.500 0.7027 0.03702 0.02510 -0.1079 0.2530 0.3643 1.750 0.7360 0.03825 0.02647 -0.1093 0.2555 0.3802 2.000 0.7680 0.03960 0.02797 -0.1105 0.2578 0.3963 2.250 0.7993 0.04123 0.02973 -0.1117 0.2602 0.4127 2.500 0.8311 0.04410 0.03268 -0.1135 0.2631 0.4360 2.750 0.8545 0.04406 0.03347 -0.1117 0.2794 0.4576 3.000 0.8854 0.04575 0.03536 -0.1127 0.2881 0.4903