XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/36 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 -0.0103 0.03405 0.02354 -0.0658 0.2544 0.1406 -2.750 0.0226 0.03220 0.02136 -0.0668 0.2527 0.1386 -2.500 0.0568 0.03047 0.01917 -0.0679 0.2511 0.1379 -2.250 0.0912 0.02925 0.01751 -0.0690 0.2496 0.1385 -2.000 0.1270 0.02831 0.01619 -0.0704 0.2480 0.1390 -1.750 0.1652 0.02762 0.01520 -0.0724 0.2466 0.1396 -1.500 0.2051 0.02719 0.01453 -0.0747 0.2455 0.1408 -1.250 0.2461 0.02691 0.01415 -0.0774 0.2444 0.1427 -1.000 0.2851 0.02693 0.01418 -0.0797 0.2436 0.1468 -0.750 0.3233 0.02713 0.01436 -0.0818 0.2428 0.1535 -0.500 0.3607 0.02740 0.01468 -0.0837 0.2424 0.1602 -0.250 0.3984 0.02774 0.01502 -0.0857 0.2421 0.1701 0.000 0.4375 0.02819 0.01550 -0.0880 0.2413 0.1875 0.250 0.4830 0.02872 0.01605 -0.0918 0.2402 0.2275 0.500 0.5196 0.02940 0.01679 -0.0938 0.2390 0.2691 0.750 0.5497 0.03016 0.01757 -0.0942 0.2384 0.3036 1.000 0.5872 0.03084 0.01834 -0.0965 0.2383 0.3348 1.250 0.6252 0.03147 0.01909 -0.0988 0.2388 0.3584 1.500 0.6614 0.03209 0.01987 -0.1007 0.2397 0.3758 1.750 0.6941 0.03284 0.02085 -0.1018 0.2411 0.3924 2.000 0.7255 0.03372 0.02200 -0.1025 0.2431 0.4118 2.250 0.7557 0.03473 0.02329 -0.1031 0.2456 0.4334 2.500 0.7856 0.03572 0.02467 -0.1038 0.2480 0.4800 2.750 0.9099 0.03854 0.02860 -0.1266 0.2529 1.0001 3.000 0.9339 0.04065 0.03061 -0.1262 0.2550 1.0001 3.250 0.9535 0.04196 0.03253 -0.1238 0.2705 1.0001 3.500 0.9793 0.04388 0.03439 -0.1236 0.2773 1.0001 4.250 1.0043 0.05538 0.04879 -0.1226 0.4763 1.0001 4.500 1.0058 0.05784 0.05122 -0.1182 0.4578 1.0001