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 =     0.022 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2054   0.07313   0.06347  -0.0399  0.4599  0.8767
  -2.750   0.1513   0.07168   0.06221  -0.0295  0.4620  0.8426
  -2.500   0.0899   0.06980   0.06067  -0.0176  0.4650  0.8165
  -2.000  -0.0307   0.06559   0.05698   0.0043  0.4724  0.7690
  -1.750  -0.0284   0.06465   0.05583   0.0003  0.4699  0.7143
  -1.500   0.0496   0.06595   0.05632  -0.0195  0.4615  0.6265
  -1.250   0.1175   0.06666   0.05658  -0.0341  0.4566  0.5595
  -1.000   0.1855   0.06643   0.05591  -0.0466  0.4535  0.5070
  -0.750   0.2462   0.06544   0.05458  -0.0560  0.4515  0.4688
  -0.500   0.3036   0.06499   0.05376  -0.0642  0.4501  0.4408
  -0.250   0.3574   0.06461   0.05303  -0.0709  0.4493  0.4240
   0.000   0.4072   0.06426   0.05242  -0.0766  0.4494  0.4168
   0.250   0.4547   0.06416   0.05210  -0.0816  0.4497  0.4187
   0.500   0.5018   0.06435   0.05208  -0.0866  0.4507  0.4239
   0.750   0.5501   0.06489   0.05238  -0.0919  0.4522  0.4294
   1.000   0.6005   0.06542   0.05280  -0.0977  0.4541  0.4407
   1.250   0.6531   0.06624   0.05354  -0.1040  0.4565  0.4676
   1.500   0.7162   0.06695   0.05429  -0.1124  0.4592  0.5270
   1.750   0.8553   0.06666   0.05560  -0.1381  0.4638  1.0001
   2.000   0.8284   0.06922   0.05855  -0.1306  0.4700  1.0001
   2.250   0.8042   0.07301   0.06258  -0.1245  0.4769  1.0001
   2.500   0.7881   0.07745   0.06711  -0.1205  0.4836  1.0001
   2.750   0.7914   0.08189   0.07142  -0.1196  0.4895  1.0001