XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: woubair4                                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.018 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.4598   0.03909   0.02496  -0.0481  0.5956  1.0012
   0.250   0.5070   0.04146   0.02655  -0.0519  0.5595  1.0012
   0.500   0.5535   0.04363   0.02835  -0.0558  0.5401  1.0012
   0.750   0.5974   0.04546   0.03022  -0.0595  0.5298  1.0012
   1.000   0.6385   0.04775   0.03254  -0.0625  0.5173  1.0012
   1.250   0.6766   0.05048   0.03533  -0.0650  0.5027  1.0012
   1.500   0.7151   0.05315   0.03818  -0.0679  0.4981  1.0012
   1.750   0.7474   0.05574   0.04112  -0.0699  0.4931  1.0012
   2.000   0.7781   0.05901   0.04459  -0.0716  0.4860  1.0012
   2.250   0.8068   0.06179   0.04779  -0.0736  0.4882  1.0012
   2.500   0.8317   0.06462   0.05114  -0.0759  0.4961  1.0012
   2.750   0.8510   0.06795   0.05491  -0.0779  0.5032  1.0012
   3.000   0.8698   0.07194   0.05917  -0.0800  0.5099  1.0012
   3.250   0.8764   0.07638   0.06394  -0.0820  0.5234  1.0012
   3.500   0.8543   0.08184   0.06974  -0.0828  0.5458  1.0012
   3.750   0.8161   0.08843   0.07644  -0.0825  0.5699  1.0012
   4.000   0.7702   0.09545   0.08342  -0.0814  0.5937  1.0012
   4.250   0.7336   0.10238   0.09019  -0.0814  0.6184  1.0012
   4.500   0.7091   0.10848   0.09621  -0.0822  0.6430  1.0012
   4.750   0.6938   0.11430   0.10196  -0.0836  0.6695  1.0012
   5.000   0.6551   0.11906   0.10664  -0.0822  0.7040  1.0012