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 =     0.026 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.3411   0.06979   0.05993  -0.0666  0.4093  0.9269
  -2.750   0.2844   0.06921   0.05957  -0.0542  0.4107  0.8912
  -2.500   0.2294   0.06789   0.05845  -0.0430  0.4120  0.8578
  -2.000   0.0947   0.06405   0.05511  -0.0160  0.4157  0.8132
  -1.750   0.0347   0.06179   0.05302  -0.0049  0.4174  0.7890
  -1.500   0.0251   0.06100   0.05211  -0.0065  0.4177  0.7330
  -1.250   0.1227   0.06394   0.05438  -0.0321  0.4150  0.5998
  -1.000   0.2198   0.06500   0.05478  -0.0530  0.4131  0.4971
  -0.750   0.2975   0.06530   0.05447  -0.0671  0.4123  0.4303
  -0.500   0.3541   0.06431   0.05321  -0.0747  0.4122  0.3988
  -0.250   0.4063   0.06402   0.05256  -0.0810  0.4127  0.3765
   0.000   0.4540   0.06327   0.05166  -0.0859  0.4140  0.3685
   0.250   0.5010   0.06312   0.05128  -0.0906  0.4155  0.3652
   0.500   0.5454   0.06330   0.05127  -0.0947  0.4177  0.3710
   0.750   0.5898   0.06395   0.05166  -0.0989  0.4203  0.3788
   1.000   0.6384   0.06432   0.05199  -0.1041  0.4232  0.3925
   1.250   0.6957   0.06528   0.05275  -0.1112  0.4264  0.4140
   1.500   0.7615   0.06618   0.05361  -0.1201  0.4289  0.4766
   1.750   0.8230   0.06677   0.05463  -0.1279  0.4307  0.6048
   2.250   0.8824   0.07019   0.05994  -0.1351  0.4402  1.0001
   2.500   0.8652   0.07366   0.06359  -0.1297  0.4465  1.0001
   2.750   0.8521   0.07771   0.06773  -0.1254  0.4533  1.0001
   3.000   0.8652   0.08173   0.07159  -0.1254  0.4589  1.0001
   3.250   0.4588   0.09942   0.08876  -0.0695  0.5022  0.4028
   3.500   0.6470   0.09591   0.08585  -0.0932  0.4939  0.6461