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 =     0.080 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.2045   0.06418   0.05537  -0.0962  0.2528  0.2596
  -2.750   0.2310   0.06289   0.05401  -0.0973  0.2531  0.2664
  -2.500   0.2572   0.06233   0.05321  -0.0991  0.2539  0.2753
  -2.250   0.2808   0.06024   0.05117  -0.0990  0.2548  0.2775
  -2.000   0.3052   0.05886   0.04980  -0.0989  0.2559  0.2807
  -1.750   0.3305   0.05790   0.04881  -0.0990  0.2572  0.2847
  -1.500   0.3564   0.05721   0.04805  -0.0992  0.2586  0.2878
  -1.250   0.3821   0.05649   0.04723  -0.0992  0.2602  0.2885
  -1.000   0.4206   0.04716   0.03576  -0.1004  0.2604  0.1572
  -0.750   0.4542   0.04695   0.03540  -0.1015  0.2623  0.1565
  -0.500   0.4908   0.04711   0.03535  -0.1033  0.2646  0.1563
  -0.250   0.5323   0.04810   0.03609  -0.1064  0.2672  0.1571
   0.000   0.5726   0.04824   0.03615  -0.1089  0.2705  0.1588
   0.250   0.5950   0.04856   0.03714  -0.1068  0.2866  0.1621
   0.500   0.6333   0.04954   0.03836  -0.1087  0.3034  0.1667