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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0331 0.03835 0.02839 -0.0608 0.2661 0.1551 -2.750 -0.0011 0.03626 0.02601 -0.0618 0.2636 0.1515 -2.500 0.0348 0.03348 0.02262 -0.0635 0.2614 0.1477 -2.250 0.0778 0.03156 0.02011 -0.0665 0.2592 0.1474 -2.000 0.1251 0.03003 0.01792 -0.0704 0.2571 0.1470 -1.750 0.1675 0.02927 0.01677 -0.0733 0.2556 0.1476 -1.500 0.2055 0.02873 0.01602 -0.0751 0.2547 0.1493 -1.250 0.2448 0.02839 0.01553 -0.0774 0.2539 0.1518 -1.000 0.2846 0.02828 0.01530 -0.0797 0.2531 0.1571 -0.750 0.3204 0.02857 0.01565 -0.0813 0.2525 0.1634 -0.500 0.3606 0.02868 0.01569 -0.0837 0.2520 0.1712 -0.250 0.3983 0.02903 0.01609 -0.0856 0.2518 0.1817 0.000 0.4451 0.02943 0.01651 -0.0896 0.2515 0.2042 0.250 0.4952 0.02983 0.01709 -0.0945 0.2508 0.2533 0.500 0.5270 0.03043 0.01779 -0.0952 0.2499 0.2973 0.750 0.5628 0.03102 0.01845 -0.0970 0.2493 0.3341 1.000 0.5996 0.03165 0.01918 -0.0991 0.2490 0.3633 1.250 0.6354 0.03238 0.02004 -0.1009 0.2494 0.3853 1.500 0.6699 0.03317 0.02097 -0.1025 0.2502 0.4035 1.750 0.7025 0.03405 0.02201 -0.1037 0.2511 0.4248 2.000 0.7337 0.03495 0.02313 -0.1046 0.2522 0.4540 2.250 0.7646 0.03586 0.02438 -0.1056 0.2535 0.5030 2.500 0.8869 0.03881 0.02823 -0.1279 0.2560 1.0001 2.750 0.9076 0.03906 0.02902 -0.1255 0.2643 1.0001 3.000 0.9297 0.04084 0.03089 -0.1244 0.2692 1.0001 3.250 0.9523 0.04279 0.03281 -0.1236 0.2727 1.0001 4.000 0.8967 0.05996 0.05371 -0.1206 0.5632 1.0001 4.250 0.8994 0.06227 0.05592 -0.1163 0.5430 1.0001 4.500 0.9143 0.06399 0.05752 -0.1132 0.5219 1.0001 4.750 1.0109 0.06496 0.05819 -0.1214 0.5125 1.0001 5.000 0.9390 0.06790 0.06121 -0.1069 0.4807 1.0001