XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/26                                        
  
 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   0.2032   0.06416   0.05538  -0.0961  0.2543  0.2440
  -2.750   0.2323   0.06292   0.05402  -0.0982  0.2548  0.2490
  -2.500   0.2611   0.06200   0.05286  -0.1007  0.2555  0.2539
  -2.250   0.2859   0.06004   0.05090  -0.1009  0.2563  0.2550
  -2.000   0.3111   0.05856   0.04942  -0.1011  0.2574  0.2567
  -1.750   0.3365   0.05750   0.04836  -0.1011  0.2588  0.2603
  -1.500   0.3649   0.05746   0.04811  -0.1021  0.2603  0.2732
  -1.250   0.3931   0.05683   0.04738  -0.1025  0.2619  0.2705
  -1.000   0.4232   0.04637   0.03537  -0.1030  0.2621  0.1567
  -0.750   0.4582   0.04536   0.03400  -0.1043  0.2636  0.1554
  -0.500   0.4941   0.04533   0.03378  -0.1059  0.2649  0.1564
  -0.250   0.5274   0.04575   0.03412  -0.1070  0.2654  0.1599
   0.000   0.5669   0.04617   0.03432  -0.1095  0.2662  0.1643
   0.250   0.5987   0.04785   0.03609  -0.1106  0.2680  0.1675
   0.500   0.6381   0.04895   0.03715  -0.1131  0.2710  0.1725
   0.750   0.6703   0.04861   0.03736  -0.1130  0.2880  0.1784
   1.000   0.7185   0.05020   0.03909  -0.1173  0.3036  0.1898