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 =     0.022 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.4760   0.04092   0.02639  -0.0509  0.4921  1.0012
   0.250   0.5276   0.04315   0.02837  -0.0558  0.4801  1.0012
   0.500   0.5747   0.04546   0.03068  -0.0599  0.4712  1.0012
   0.750   0.6176   0.04877   0.03405  -0.0635  0.4576  1.0012
   1.000   0.6547   0.05197   0.03751  -0.0660  0.4487  1.0012
   1.250   0.6880   0.05477   0.04061  -0.0678  0.4436  1.0012
   1.500   0.7160   0.05887   0.04496  -0.0690  0.4310  1.0012
   1.750   0.7412   0.06184   0.04828  -0.0697  0.4227  1.0012
   2.000   0.7714   0.06416   0.05090  -0.0712  0.4277  1.0012
   2.250   0.7973   0.06705   0.05408  -0.0722  0.4279  1.0012
   2.500   0.8213   0.07007   0.05744  -0.0732  0.4287  1.0012
   2.750   0.8616   0.06967   0.05754  -0.0773  0.4599  1.0012
   3.000   0.8852   0.07136   0.05984  -0.0812  0.4880  1.0012
   3.250   0.8899   0.07523   0.06412  -0.0835  0.5086  1.0012
   3.500   0.8830   0.08023   0.06938  -0.0848  0.5264  1.0012
   3.750   0.8512   0.08625   0.07554  -0.0843  0.5449  1.0012
   4.000   0.8048   0.09293   0.08222  -0.0826  0.5645  1.0012
   4.250   0.7574   0.10017   0.08938  -0.0817  0.5866  1.0012
   4.500   0.7259   0.10661   0.09568  -0.0823  0.6120  1.0012
   4.750   0.7045   0.11261   0.10161  -0.0837  0.6412  1.0012
   5.000   0.6788   0.11812   0.10706  -0.0846  0.6771  1.0012