XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/25 2                                      
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.070 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2131   0.06573   0.05663  -0.0972  0.2662  0.2844
  -2.750   0.2360   0.06566   0.05632  -0.0988  0.2656  0.2976
  -2.500   0.2576   0.06309   0.05382  -0.0983  0.2655  0.3006
  -2.250   0.2821   0.06164   0.05236  -0.0984  0.2659  0.3057
  -2.000   0.3072   0.06135   0.05189  -0.0992  0.2664  0.3216
  -1.750   0.3309   0.05986   0.05042  -0.0989  0.2671  0.3260
  -1.500   0.3568   0.05938   0.04989  -0.0992  0.2678  0.3338
  -1.250   0.3794   0.05903   0.04951  -0.0986  0.2687  0.3543
  -1.000   0.3944   0.05780   0.04834  -0.0960  0.2698  0.3762
  -0.750   0.4143   0.05658   0.04712  -0.0944  0.2714  0.3804
  -0.500   0.4854   0.04940   0.03764  -0.1023  0.2729  0.1698
  -0.250   0.5119   0.04905   0.03743  -0.1013  0.2789  0.1700
   0.000   0.5458   0.04943   0.03773  -0.1024  0.2843  0.1715
   0.250   0.5797   0.05055   0.03884  -0.1038  0.2892  0.1758
   0.500   0.6152   0.05269   0.04095  -0.1060  0.2937  0.1802
   0.750   0.6442   0.05249   0.04124  -0.1054  0.3134  0.1841