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 =     0.090 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.2566   0.06321   0.05407  -0.1054  0.2420  0.2533
  -2.500   0.2752   0.06113   0.05201  -0.1042  0.2426  0.2552
  -2.250   0.2953   0.05955   0.05042  -0.1032  0.2432  0.2572
  -2.000   0.3159   0.05817   0.04901  -0.1022  0.2440  0.2597
  -1.750   0.3374   0.05694   0.04776  -0.1013  0.2452  0.2622
  -1.500   0.3612   0.05584   0.04661  -0.1009  0.2469  0.2622
  -1.250   0.3879   0.04644   0.03548  -0.1000  0.2469  0.1507
  -1.000   0.4183   0.04505   0.03386  -0.1000  0.2500  0.1484
  -0.750   0.4572   0.04410   0.03258  -0.1018  0.2540  0.1461
  -0.500   0.4981   0.04440   0.03277  -0.1044  0.2586  0.1461
  -0.250   0.5382   0.04539   0.03372  -0.1071  0.2630  0.1473
   0.000   0.5879   0.04874   0.03695  -0.1127  0.2691  0.1492
   0.250   0.6276   0.04811   0.03723  -0.1132  0.3151  0.1522
   1.000   0.1266   0.08024   0.07330  -0.0475  0.6645  0.1437
   1.250   0.7682   0.04999   0.04164  -0.1249  0.5333  0.1692
   1.500   0.8014   0.05433   0.04591  -0.1274  0.5180  0.1770
   1.750   0.7743   0.05591   0.04769  -0.1179  0.5100  0.1778
   2.000   0.8172   0.06015   0.05180  -0.1217  0.4889  0.1960
   3.000   0.3829   0.06897   0.06132  -0.0410  0.4410  0.1582
   3.500   0.7726   0.07569   0.06747  -0.0888  0.3973  0.2782
   3.750   0.7770   0.07798   0.06974  -0.0858  0.3884  0.2940
   4.000   0.8714   0.08346   0.07509  -0.0989  0.3776  0.3498
   4.250   0.6999   0.08633   0.07822  -0.0709  0.3660  0.2879
   4.500   0.7258   0.08839   0.08024  -0.0713  0.3591  0.3134
   4.750   0.8523   0.08959   0.08137  -0.0852  0.3541  0.3772
   5.000   0.6374   0.10034   0.09221  -0.0623  0.3379  0.2959