XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/38 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 -0.0272 0.03288 0.02267 -0.0631 0.2620 0.1422 -2.750 -0.0001 0.03032 0.01951 -0.0627 0.2596 0.1382 -2.500 0.0364 0.02867 0.01726 -0.0643 0.2571 0.1377 -2.250 0.0762 0.02774 0.01591 -0.0666 0.2550 0.1394 -2.000 0.1129 0.02687 0.01471 -0.0682 0.2533 0.1400 -1.750 0.1494 0.02628 0.01388 -0.0697 0.2517 0.1410 -1.500 0.1872 0.02590 0.01331 -0.0716 0.2500 0.1427 -1.250 0.2261 0.02566 0.01292 -0.0738 0.2489 0.1454 -1.000 0.2641 0.02562 0.01288 -0.0758 0.2480 0.1500 -0.750 0.3001 0.02582 0.01309 -0.0775 0.2466 0.1576 -0.500 0.3362 0.02602 0.01329 -0.0791 0.2452 0.1655 -0.250 0.3731 0.02630 0.01356 -0.0808 0.2434 0.1787 0.000 0.4157 0.02670 0.01393 -0.0840 0.2420 0.2095 0.250 0.4606 0.02717 0.01448 -0.0878 0.2405 0.2588 0.500 0.4930 0.02779 0.01513 -0.0887 0.2400 0.3000 0.750 0.5297 0.02840 0.01578 -0.0908 0.2397 0.3361 1.000 0.5690 0.02894 0.01644 -0.0934 0.2398 0.3643 1.250 0.6053 0.02948 0.01710 -0.0954 0.2402 0.3838 1.500 0.6396 0.03007 0.01784 -0.0968 0.2406 0.4047 1.750 0.6720 0.03067 0.01866 -0.0978 0.2415 0.4271 2.000 0.7029 0.03128 0.01961 -0.0985 0.2427 0.4637 2.250 0.8326 0.03304 0.02274 -0.1222 0.2464 1.0001 2.500 0.8577 0.03422 0.02395 -0.1215 0.2488 1.0001 2.750 0.8822 0.03552 0.02527 -0.1208 0.2509 1.0001 3.000 0.9062 0.03696 0.02671 -0.1201 0.2529 1.0001 3.250 0.9301 0.03872 0.02844 -0.1196 0.2548 1.0001 3.750 0.9705 0.04183 0.03222 -0.1162 0.2703 1.0001 4.000 0.9931 0.04413 0.03446 -0.1157 0.2730 1.0001 4.500 1.0260 0.05626 0.04951 -0.1225 0.4985 1.0001 4.750 1.0183 0.05714 0.05049 -0.1167 0.4811 1.0001 5.000 1.0148 0.05939 0.05273 -0.1117 0.4620 1.0001