XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/30                                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.080 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.1229   0.05463   0.04559  -0.0808  0.2599  0.2685
  -2.500   0.1523   0.05299   0.04382  -0.0822  0.2594  0.2720
  -2.250   0.1834   0.05171   0.04235  -0.0839  0.2592  0.2777
  -2.000   0.2147   0.05047   0.04089  -0.0855  0.2591  0.2797
  -1.750   0.2441   0.03991   0.02862  -0.0866  0.2589  0.1588
  -1.500   0.2797   0.03812   0.02635  -0.0880  0.2590  0.1574
  -1.250   0.3181   0.03702   0.02489  -0.0899  0.2592  0.1569
  -1.000   0.3558   0.03661   0.02430  -0.0918  0.2590  0.1580
  -0.750   0.3931   0.03651   0.02409  -0.0936  0.2583  0.1603
  -0.500   0.4317   0.03652   0.02399  -0.0957  0.2578  0.1639
  -0.250   0.4687   0.03680   0.02421  -0.0975  0.2570  0.1703
   0.000   0.5021   0.03741   0.02488  -0.0985  0.2570  0.1774
   0.250   0.5407   0.03800   0.02551  -0.1007  0.2581  0.1869
   0.500   0.5897   0.03886   0.02644  -0.1053  0.2601  0.2034
   0.750   0.6468   0.03997   0.02772  -0.1119  0.2625  0.2408
   1.000   0.6793   0.04125   0.02915  -0.1129  0.2647  0.2781
   1.250   0.7106   0.04276   0.03075  -0.1139  0.2668  0.3113
   1.500   0.7442   0.04494   0.03296  -0.1157  0.2695  0.3399
   1.750   0.7807   0.04559   0.03373  -0.1176  0.2730  0.3671
   2.000   0.8079   0.04701   0.03588  -0.1173  0.2900  0.3826
   2.250   0.8446   0.04882   0.03780  -0.1195  0.3002  0.3983