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 = 0.080 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0493 0.04427 0.03479 -0.0568 0.2802 0.1841 -2.750 -0.0232 0.04024 0.03021 -0.0571 0.2774 0.1668 -2.500 0.0151 0.03676 0.02603 -0.0595 0.2749 0.1600 -2.250 0.0544 0.03372 0.02218 -0.0615 0.2731 0.1569 -2.000 0.0999 0.03200 0.01996 -0.0649 0.2709 0.1561 -1.750 0.1470 0.03073 0.01828 -0.0687 0.2688 0.1566 -1.500 0.1925 0.03012 0.01748 -0.0722 0.2671 0.1585 -1.250 0.2319 0.02990 0.01713 -0.0745 0.2657 0.1618 -1.000 0.2710 0.02980 0.01684 -0.0766 0.2646 0.1682 -0.750 0.3105 0.02980 0.01676 -0.0789 0.2635 0.1743 -0.500 0.3508 0.02988 0.01675 -0.0814 0.2627 0.1822 -0.250 0.3934 0.03006 0.01690 -0.0843 0.2623 0.1943 0.000 0.4538 0.03034 0.01719 -0.0915 0.2620 0.2250 0.250 0.5000 0.03077 0.01779 -0.0954 0.2617 0.2827 0.500 0.5391 0.03131 0.01843 -0.0980 0.2609 0.3364 0.750 0.5778 0.03188 0.01907 -0.1004 0.2602 0.3693 1.000 0.6136 0.03251 0.01982 -0.1023 0.2597 0.3962 1.250 0.6478 0.03323 0.02062 -0.1038 0.2590 0.4193 1.500 0.6800 0.03388 0.02149 -0.1048 0.2597 0.4426 1.750 0.7109 0.03457 0.02252 -0.1055 0.2613 0.4776 2.000 0.7425 0.03504 0.02369 -0.1065 0.2634 0.5599 2.250 0.8579 0.03753 0.02695 -0.1266 0.2679 1.0001 2.500 0.8825 0.03895 0.02835 -0.1260 0.2702 1.0001 2.750 0.9066 0.04051 0.02989 -0.1253 0.2725 1.0001 3.000 0.9306 0.04246 0.03175 -0.1248 0.2745 1.0001 3.250 0.9483 0.04350 0.03341 -0.1224 0.2870 1.0001 3.500 0.9696 0.04568 0.03560 -0.1214 0.2920 1.0001