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 =     0.060 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2323   0.07017   0.06086  -0.0989  0.2828  0.2914
  -2.750   0.2545   0.06803   0.05876  -0.0986  0.2835  0.2958
  -2.250   0.3016   0.06545   0.05607  -0.1001  0.2849  0.3132
  -2.000   0.3251   0.06408   0.05470  -0.0999  0.2847  0.3197
  -1.500   0.3679   0.06266   0.05318  -0.0993  0.2843  0.3568
  -1.250   0.3874   0.06143   0.05200  -0.0978  0.2840  0.3681
  -1.000   0.4042   0.06053   0.05115  -0.0959  0.2840  0.3905
  -0.750   0.4194   0.05951   0.05023  -0.0933  0.2856  0.4163
  -0.500   0.4337   0.05883   0.04971  -0.0905  0.2885  0.4391
  -0.250   0.5222   0.05356   0.04242  -0.1046  0.2911  0.1870
   0.000   0.5509   0.05346   0.04221  -0.1045  0.2952  0.1882
   0.250   0.5792   0.05410   0.04284  -0.1046  0.2994  0.1923
   0.500   0.6084   0.05518   0.04390  -0.1051  0.3034  0.1975
   0.750   0.6460   0.05671   0.04510  -0.1075  0.3075  0.2026
   1.000   0.6694   0.05588   0.04477  -0.1060  0.3215  0.2067
   1.250   0.7128   0.05829   0.04710  -0.1101  0.3341  0.2171
   1.750   0.8274   0.06208   0.05265  -0.1285  0.4938  0.2532
   2.000   0.3739   0.07695   0.06927  -0.0585  0.5606  0.1867