XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/28                                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.070 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.1460   0.06188   0.05264  -0.0874  0.2697  0.2798
  -2.750   0.1723   0.05975   0.05051  -0.0877  0.2694  0.2848
  -2.500   0.2031   0.05925   0.04977  -0.0904  0.2694  0.2990
  -2.250   0.2287   0.05700   0.04752  -0.0906  0.2694  0.3020
  -2.000   0.2566   0.05562   0.04608  -0.0913  0.2697  0.3076
  -1.750   0.2840   0.05479   0.04510  -0.0923  0.2701  0.3218
  -1.500   0.3105   0.05364   0.04391  -0.0925  0.2705  0.3263
  -1.250   0.3387   0.05283   0.04298  -0.0931  0.2709  0.3293
  -1.000   0.3915   0.04474   0.03297  -0.0985  0.2709  0.1727
  -0.750   0.4248   0.04411   0.03207  -0.0994  0.2711  0.1725
  -0.500   0.4577   0.04374   0.03150  -0.1002  0.2708  0.1741
  -0.250   0.4932   0.04364   0.03119  -0.1016  0.2708  0.1768
   0.000   0.5303   0.04377   0.03117  -0.1035  0.2707  0.1811
   0.250   0.5630   0.04462   0.03208  -0.1045  0.2711  0.1878
   0.500   0.6016   0.04625   0.03366  -0.1071  0.2724  0.1989
   0.750   0.6473   0.04572   0.03319  -0.1105  0.2747  0.2162
   1.000   0.6977   0.04614   0.03419  -0.1151  0.2838  0.2440
   1.250   0.7367   0.04784   0.03614  -0.1177  0.2900  0.2855
   1.500   0.7721   0.05003   0.03837  -0.1199  0.2952  0.3241
   2.000   0.8451   0.05588   0.04475  -0.1251  0.3265  0.3768