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 =     0.040 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.5240   0.04081   0.02943  -0.0632  0.3267  1.0012
   0.250   0.5543   0.04209   0.03046  -0.0638  0.3191  1.0012
   0.500   0.5850   0.04360   0.03205  -0.0644  0.3107  1.0012
   0.750   0.6126   0.04477   0.03298  -0.0644  0.3002  1.0012
   1.000   0.6426   0.04692   0.03542  -0.0649  0.2935  1.0012
   1.250   0.6700   0.04864   0.03714  -0.0650  0.2845  1.0012
   1.500   0.6964   0.05083   0.03941  -0.0650  0.2761  1.0012
   1.750   0.7236   0.05380   0.04267  -0.0653  0.2739  1.0012
   2.000   0.7499   0.05706   0.04619  -0.0656  0.2748  1.0012
   2.250   0.7746   0.06033   0.04971  -0.0657  0.2750  1.0012
   2.500   0.7975   0.06354   0.05323  -0.0658  0.2740  1.0012
   2.750   0.8196   0.06732   0.05720  -0.0659  0.2771  1.0012
   3.000   0.8431   0.07264   0.06292  -0.0673  0.2999  1.0012
   3.250   0.8838   0.07914   0.07066  -0.0785  0.4259  1.0012
   3.500   0.8974   0.08203   0.07377  -0.0796  0.4350  1.0012
   3.750   0.9056   0.08577   0.07767  -0.0802  0.4400  1.0012
   4.000   0.9103   0.09034   0.08233  -0.0803  0.4410  1.0012
   4.250   0.9090   0.09557   0.08760  -0.0794  0.4362  1.0012
   4.500   0.8954   0.10061   0.09269  -0.0778  0.4307  1.0012
   4.750   0.8775   0.10565   0.09775  -0.0759  0.4253  1.0012
   5.000   0.8587   0.11070   0.10279  -0.0741  0.4201  1.0012