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 = 0.090 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0470 0.03388 0.02327 -0.0588 0.2755 0.1471 -2.750 -0.0197 0.03225 0.02135 -0.0586 0.2726 0.1459 -2.500 0.0124 0.03062 0.01931 -0.0592 0.2700 0.1460 -2.250 0.0508 0.02921 0.01743 -0.0611 0.2672 0.1467 -2.000 0.0934 0.02806 0.01585 -0.0639 0.2644 0.1469 -1.750 0.1387 0.02725 0.01476 -0.0674 0.2618 0.1483 -1.500 0.1816 0.02692 0.01422 -0.0705 0.2596 0.1505 -1.250 0.2210 0.02683 0.01400 -0.0728 0.2581 0.1540 -1.000 0.2618 0.02692 0.01390 -0.0755 0.2569 0.1610 -0.750 0.3013 0.02731 0.01427 -0.0779 0.2558 0.1684 -0.500 0.3391 0.02736 0.01427 -0.0798 0.2550 0.1776 -0.250 0.3785 0.02756 0.01450 -0.0821 0.2539 0.1936 0.000 0.4314 0.02776 0.01481 -0.0875 0.2524 0.2367 0.250 0.4688 0.02815 0.01536 -0.0895 0.2510 0.2871 0.500 0.5030 0.02866 0.01588 -0.0909 0.2501 0.3317 0.750 0.5431 0.02913 0.01653 -0.0937 0.2499 0.3671 1.000 0.5788 0.02971 0.01721 -0.0955 0.2500 0.3930 1.500 0.6475 0.03097 0.01879 -0.0985 0.2510 0.4405 1.750 0.6794 0.03160 0.01967 -0.0995 0.2516 0.4775 2.000 0.8064 0.03322 0.02243 -0.1226 0.2532 1.0001 2.250 0.8325 0.03441 0.02357 -0.1222 0.2542 1.0001 2.500 0.8583 0.03583 0.02490 -0.1219 0.2553 1.0001 2.750 0.8834 0.03657 0.02568 -0.1211 0.2570 1.0001 3.000 0.9038 0.03764 0.02727 -0.1191 0.2639 1.0001 3.250 0.9260 0.03926 0.02903 -0.1180 0.2682 1.0001 3.500 0.9487 0.04105 0.03083 -0.1172 0.2714 1.0001 3.750 0.9722 0.04242 0.03228 -0.1164 0.2759 1.0001 4.000 0.9883 0.04498 0.03532 -0.1144 0.2893 1.0001 4.500 0.8539 0.06422 0.05776 -0.1081 0.5514 1.0001 4.750 0.9632 0.06263 0.05602 -0.1169 0.5434 1.0001 5.000 0.9576 0.06506 0.05840 -0.1117 0.5232 1.0001