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 =     0.080 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.1499   0.06234   0.05314  -0.0894  0.2568  0.2579
  -2.750   0.1740   0.05875   0.04962  -0.0898  0.2565  0.2598
  -2.500   0.2009   0.05664   0.04751  -0.0902  0.2568  0.2632
  -2.250   0.2301   0.05522   0.04601  -0.0914  0.2570  0.2677
  -2.000   0.2593   0.05409   0.04474  -0.0926  0.2576  0.2721
  -1.750   0.2892   0.05314   0.04361  -0.0938  0.2583  0.2747
  -1.500   0.3175   0.04118   0.02965  -0.0945  0.2579  0.1539
  -1.250   0.3506   0.04132   0.02982  -0.0954  0.2585  0.1566
  -1.000   0.3837   0.04086   0.02917  -0.0963  0.2583  0.1585
  -0.750   0.4194   0.04037   0.02847  -0.0977  0.2582  0.1596
  -0.500   0.4565   0.04009   0.02799  -0.0995  0.2573  0.1614
  -0.250   0.4968   0.04010   0.02786  -0.1020  0.2577  0.1643
   0.000   0.5352   0.04062   0.02842  -0.1042  0.2593  0.1681
   0.250   0.5698   0.04152   0.02943  -0.1055  0.2617  0.1739
   0.500   0.6082   0.04258   0.03053  -0.1077  0.2644  0.1834
   0.750   0.6481   0.04406   0.03205  -0.1104  0.2671  0.1992
   1.000   0.7040   0.04633   0.03439  -0.1173  0.2705  0.2294
   1.250   0.7446   0.04731   0.03550  -0.1200  0.2744  0.2660
   1.500   0.7658   0.04872   0.03754  -0.1180  0.2931  0.2897
   1.750   0.7990   0.05214   0.04132  -0.1196  0.3233  0.3142