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 = 0.070 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0451 0.04355 0.03360 -0.0523 0.2983 0.1840 -2.500 -0.0159 0.04144 0.03116 -0.0529 0.2939 0.1804 -2.250 0.0149 0.03889 0.02817 -0.0535 0.2908 0.1758 -2.000 0.0540 0.03586 0.02430 -0.0555 0.2881 0.1702 -1.750 0.1065 0.03407 0.02205 -0.0604 0.2851 0.1696 -1.500 0.1609 0.03261 0.02004 -0.0656 0.2825 0.1704 -1.250 0.2126 0.03209 0.01931 -0.0704 0.2803 0.1748 -1.000 0.2618 0.03183 0.01876 -0.0747 0.2785 0.1820 -0.750 0.3068 0.03162 0.01826 -0.0782 0.2770 0.1881 -0.500 0.3498 0.03171 0.01820 -0.0813 0.2760 0.1972 -0.250 0.4020 0.03192 0.01826 -0.0864 0.2753 0.2140 0.000 0.4656 0.03206 0.01855 -0.0943 0.2750 0.2535 0.250 0.5132 0.03244 0.01908 -0.0986 0.2750 0.3290 0.500 0.5561 0.03290 0.01973 -0.1020 0.2749 0.3795 0.750 0.5917 0.03351 0.02044 -0.1037 0.2748 0.4112 1.000 0.6264 0.03411 0.02121 -0.1053 0.2746 0.4399 1.250 0.6592 0.03470 0.02199 -0.1064 0.2741 0.4684 1.500 0.6912 0.03520 0.02287 -0.1075 0.2739 0.5170 1.750 0.8072 0.03696 0.02565 -0.1279 0.2747 1.0001 2.000 0.8344 0.03815 0.02674 -0.1277 0.2758 1.0001 2.250 0.8576 0.03854 0.02738 -0.1262 0.2793 1.0001 2.500 0.8806 0.03988 0.02892 -0.1251 0.2835 1.0001 2.750 0.9034 0.04141 0.03054 -0.1242 0.2874 1.0001 3.000 0.9257 0.04308 0.03224 -0.1232 0.2906 1.0001 3.250 0.9486 0.04502 0.03414 -0.1226 0.2934 1.0001 3.500 0.9653 0.04642 0.03609 -0.1204 0.3062 1.0001 3.750 0.9857 0.04877 0.03847 -0.1194 0.3123 1.0001 4.750 0.6372 0.09034 0.08325 -0.1033 0.6289 1.0001