XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: manu4/33                                        
  
 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
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -2.750   0.0447   0.04506   0.03520  -0.0695  0.2662  0.1795
  -2.500   0.0841   0.03983   0.02902  -0.0725  0.2648  0.1605
  -2.250   0.1326   0.03787   0.02653  -0.0770  0.2632  0.1598
  -2.000   0.1659   0.03631   0.02461  -0.0780  0.2624  0.1585
  -1.750   0.2000   0.03490   0.02284  -0.0791  0.2617  0.1573
  -1.500   0.2373   0.03383   0.02141  -0.0808  0.2612  0.1573
  -1.250   0.2770   0.03309   0.02036  -0.0830  0.2607  0.1588
  -1.000   0.3187   0.03270   0.01972  -0.0857  0.2605  0.1625
  -0.750   0.3544   0.03311   0.02020  -0.0872  0.2604  0.1679
  -0.500   0.3944   0.03322   0.02018  -0.0896  0.2603  0.1747
  -0.250   0.4319   0.03349   0.02048  -0.0915  0.2602  0.1816
   0.000   0.4731   0.03380   0.02076  -0.0942  0.2596  0.1939
   0.250   0.5271   0.03422   0.02120  -0.0999  0.2586  0.2218
   0.500   0.5733   0.03480   0.02207  -0.1040  0.2580  0.2673
   0.750   0.6038   0.03566   0.02297  -0.1045  0.2583  0.3135
   1.000   0.6442   0.03656   0.02403  -0.1075  0.2592  0.3507
   1.250   0.6804   0.03765   0.02520  -0.1095  0.2603  0.3749
   1.500   0.7156   0.03894   0.02660  -0.1114  0.2615  0.3950
   1.750   0.7499   0.04070   0.02845  -0.1133  0.2629  0.4136
   2.000   0.7811   0.04057   0.02856  -0.1137  0.2651  0.4342
   2.250   0.8062   0.04147   0.03013  -0.1128  0.2734  0.4576
   2.500   0.8345   0.04302   0.03202  -0.1133  0.2784  0.4903
   2.750   0.8611   0.04472   0.03407  -0.1137  0.2824  0.5363
   3.000   0.9726   0.05021   0.04114  -0.1336  0.3296  1.0001