XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/25 1                                      
  
 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
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.2719   0.06536   0.05654  -0.1068  0.2445  0.2341
  -2.500   0.2952   0.06341   0.05459  -0.1069  0.2450  0.2349
  -2.250   0.3190   0.06188   0.05301  -0.1071  0.2456  0.2357
  -2.000   0.3438   0.06070   0.05178  -0.1074  0.2463  0.2361
  -1.750   0.3695   0.05972   0.05067  -0.1079  0.2472  0.2358
  -1.500   0.3985   0.05927   0.05002  -0.1087  0.2483  0.2320
  -1.250   0.4137   0.04794   0.03726  -0.1065  0.2482  0.1486
  -1.000   0.4471   0.04734   0.03637  -0.1077  0.2495  0.1478
  -0.750   0.4920   0.04743   0.03605  -0.1116  0.2519  0.1463
  -0.500   0.5301   0.04590   0.03425  -0.1133  0.2533  0.1466
  -0.250   0.5646   0.04491   0.03359  -0.1136  0.2636  0.1477
   0.000   0.6108   0.04648   0.03522  -0.1176  0.2732  0.1499
   0.250   0.6540   0.04763   0.03653  -0.1206  0.2861  0.1531
   1.250   0.7856   0.05092   0.04287  -0.1295  0.5328  0.1730
   1.500   0.7995   0.05501   0.04692  -0.1281  0.5188  0.1807
   1.750   0.7817   0.05668   0.04872  -0.1202  0.5076  0.1845
   2.000   0.8066   0.06058   0.05238  -0.1204  0.4856  0.2038