XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/25 2                                      
  
 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   0.0229   0.07508   0.06631  -0.0090  0.4757  0.8003
  -2.750  -0.0245   0.07287   0.06427  -0.0011  0.4779  0.7669
  -2.500  -0.0761   0.07068   0.06225   0.0065  0.4813  0.7347
  -2.250  -0.0920   0.06893   0.06041   0.0057  0.4802  0.6859
  -2.000  -0.0572   0.06815   0.05920  -0.0055  0.4744  0.6147
  -1.750   0.0126   0.06753   0.05782  -0.0215  0.4659  0.5445
  -1.500   0.0788   0.06662   0.05633  -0.0344  0.4614  0.4954
  -1.250   0.1392   0.06527   0.05458  -0.0442  0.4583  0.4613
  -1.000   0.1988   0.06426   0.05313  -0.0530  0.4556  0.4331
  -0.750   0.2553   0.06357   0.05198  -0.0606  0.4537  0.4134
  -0.500   0.3101   0.06270   0.05076  -0.0672  0.4524  0.4021
  -0.250   0.3642   0.06228   0.04997  -0.0735  0.4517  0.3989
   0.000   0.4169   0.06197   0.04941  -0.0794  0.4516  0.4023
   0.250   0.4701   0.06199   0.04918  -0.0853  0.4520  0.4078
   0.500   0.5239   0.06234   0.04927  -0.0916  0.4530  0.4143
   0.750   0.5789   0.06276   0.04958  -0.0981  0.4546  0.4274
   1.000   0.6335   0.06345   0.05026  -0.1046  0.4568  0.4548
   1.250   0.6911   0.06424   0.05117  -0.1118  0.4591  0.5037
   1.500   0.8445   0.06470   0.05295  -0.1399  0.4605  1.0001
   1.750   0.8702   0.06737   0.05525  -0.1408  0.4622  1.0001
   2.000   0.8902   0.07014   0.05775  -0.1407  0.4637  1.0001
   2.250   0.8550   0.07272   0.06075  -0.1316  0.4692  1.0001
   2.500   0.8030   0.07717   0.06563  -0.1215  0.4770  1.0001
   2.750   0.7601   0.08236   0.07105  -0.1139  0.4854  1.0001
   3.000   0.7604   0.08674   0.07523  -0.1125  0.4908  1.0001