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 =     0.080 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2475   0.06699   0.05811  -0.1039  0.2543  0.2415
  -2.750   0.2782   0.06612   0.05709  -0.1067  0.2531  0.2464
  -2.500   0.3033   0.06554   0.05627  -0.1086  0.2534  0.2510
  -2.250   0.3246   0.06359   0.05432  -0.1082  0.2533  0.2520
  -2.000   0.3476   0.06230   0.05300  -0.1081  0.2530  0.2532
  -1.750   0.3676   0.06085   0.05153  -0.1071  0.2538  0.2542
  -1.500   0.3885   0.05950   0.05014  -0.1061  0.2550  0.2543
  -1.250   0.4125   0.05839   0.04892  -0.1058  0.2568  0.2527
  -1.000   0.4399   0.04983   0.03909  -0.1057  0.2573  0.1605
  -0.750   0.4668   0.04868   0.03788  -0.1051  0.2611  0.1582
  -0.500   0.4994   0.04799   0.03705  -0.1057  0.2652  0.1569
  -0.250   0.5366   0.04797   0.03688  -0.1075  0.2698  0.1571
   0.000   0.5750   0.04866   0.03743  -0.1098  0.2741  0.1587
   0.250   0.6211   0.05094   0.03949  -0.1144  0.2793  0.1623
   0.500   0.6493   0.05089   0.04005  -0.1133  0.3020  0.1664
   1.000   0.3557   0.06441   0.05754  -0.0681  0.6154  0.1552
   1.250   0.7822   0.05215   0.04409  -0.1314  0.5849  0.1833