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 =     0.045 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.5208   0.03808   0.02702  -0.0627  0.3056  1.0012
   0.250   0.5516   0.03928   0.02797  -0.0634  0.2993  1.0012
   0.500   0.5824   0.04080   0.02952  -0.0640  0.2893  1.0012
   0.750   0.6094   0.04145   0.02983  -0.0638  0.2801  1.0012
   1.000   0.6404   0.04404   0.03278  -0.0646  0.2727  1.0012
   1.250   0.6676   0.04537   0.03404  -0.0645  0.2625  1.0012
   1.500   0.6942   0.04757   0.03624  -0.0645  0.2555  1.0012
   1.750   0.7221   0.05100   0.04003  -0.0649  0.2536  1.0012
   2.000   0.7485   0.05452   0.04389  -0.0651  0.2528  1.0012
   2.250   0.7731   0.05781   0.04749  -0.0652  0.2501  1.0012
   2.500   0.7963   0.06127   0.05127  -0.0652  0.2499  1.0012
   2.750   0.8189   0.06547   0.05561  -0.0652  0.2555  1.0012
   3.250   0.8831   0.07827   0.07039  -0.0793  0.4276  1.0012
   3.500   0.8981   0.08242   0.07465  -0.0799  0.4308  1.0012
   3.750   0.9013   0.08696   0.07930  -0.0793  0.4262  1.0012
   4.000   0.9004   0.09176   0.08418  -0.0784  0.4208  1.0012
   4.250   0.8943   0.09653   0.08903  -0.0771  0.4155  1.0012
   4.500   0.8783   0.10107   0.09362  -0.0753  0.4105  1.0012
   4.750   0.8544   0.10559   0.09816  -0.0730  0.4057  1.0012
   5.000   0.8301   0.11027   0.10282  -0.0706  0.4011  1.0012