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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.1543   0.06740   0.05840  -0.0739  0.3076  0.4233
  -2.500   0.1862   0.06466   0.05569  -0.0749  0.3078  0.4548
  -2.250   0.2100   0.06257   0.05365  -0.0741  0.3075  0.4913
  -2.000   0.2228   0.06059   0.05173  -0.0711  0.3073  0.5363
  -1.750   0.2380   0.05865   0.04985  -0.0686  0.3069  0.5670
  -1.500   0.2545   0.05762   0.04878  -0.0676  0.3062  0.5850
  -1.250   0.2781   0.05629   0.04742  -0.0680  0.3055  0.5889
  -1.000   0.3216   0.05669   0.04757  -0.0743  0.3053  0.5505
  -0.750   0.4449   0.05510   0.04362  -0.0998  0.3061  0.2136
  -0.500   0.4734   0.05474   0.04312  -0.0998  0.3084  0.2132
  -0.250   0.5012   0.05479   0.04316  -0.0998  0.3110  0.2160
   0.000   0.5305   0.05500   0.04327  -0.1001  0.3136  0.2181
   0.250   0.5614   0.05542   0.04356  -0.1007  0.3163  0.2197
   0.500   0.5946   0.05623   0.04419  -0.1020  0.3192  0.2223
   0.750   0.6343   0.05794   0.04559  -0.1049  0.3221  0.2272
   1.000   0.6624   0.05676   0.04482  -0.1045  0.3320  0.2327
   1.250   0.7039   0.05850   0.04671  -0.1083  0.3420  0.2435
   1.500   0.7687   0.06224   0.05020  -0.1174  0.3499  0.2698
   1.750   0.7923   0.06204   0.05068  -0.1174  0.3733  0.2944
   2.000   0.8559   0.06309   0.05271  -0.1279  0.4156  0.3764