XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BOIS RENAN G. 3 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.5890 0.06516 0.05249 0.0599 0.9998 0.4776 -2.750 -0.5693 0.06364 0.05074 0.0598 0.9998 0.4902 -2.500 -0.5474 0.06239 0.04911 0.0588 0.9998 0.5020 -2.250 -0.5180 0.06083 0.04740 0.0573 0.9998 0.5310 -2.000 -0.4828 0.05961 0.04611 0.0544 0.9998 0.5605 -1.750 -0.4376 0.05817 0.04481 0.0499 0.9998 0.6095 -1.500 -0.3795 0.05663 0.04387 0.0431 0.9998 0.6885 -1.250 -0.0930 0.06212 0.04841 -0.0160 0.9998 1.0002 -1.000 -0.0726 0.06342 0.04904 -0.0168 0.9998 1.0002 -0.750 -0.0553 0.06479 0.04993 -0.0171 0.9998 1.0002 -0.500 -0.0388 0.06613 0.05084 -0.0170 0.9998 1.0002 -0.250 -0.0235 0.06757 0.05196 -0.0169 0.9998 1.0002 0.000 -0.0085 0.06908 0.05316 -0.0167 0.9998 1.0002 0.250 0.0067 0.07059 0.05442 -0.0165 0.9998 1.0002 0.500 0.0210 0.07221 0.05580 -0.0164 0.9998 1.0002 0.750 0.0360 0.07378 0.05722 -0.0162 0.9998 1.0002 1.000 0.0502 0.07547 0.05871 -0.0162 0.9998 1.0002 1.250 0.0648 0.07719 0.06027 -0.0161 0.9998 1.0002 1.500 0.0785 0.07893 0.06186 -0.0162 0.9998 1.0002 1.750 0.0932 0.08072 0.06353 -0.0162 0.9998 1.0002 2.000 0.1076 0.08259 0.06528 -0.0162 0.9998 1.0002 2.250 0.1216 0.08447 0.06706 -0.0163 0.9998 1.0002 2.500 0.1354 0.08648 0.06899 -0.0165 0.9998 1.0002 2.750 0.1495 0.08846 0.07087 -0.0166 0.9998 1.0002 3.000 0.1631 0.09054 0.07290 -0.0169 0.9998 1.0002 3.250 0.1768 0.09265 0.07494 -0.0171 0.9998 1.0002 3.500 0.1910 0.09473 0.07696 -0.0172 0.9998 1.0002 3.750 0.2042 0.09689 0.07908 -0.0176 0.9998 1.0002 4.000 0.2172 0.09924 0.08141 -0.0180 0.9998 1.0002 4.250 0.2308 0.10143 0.08356 -0.0183 0.9998 1.0002 4.500 0.2441 0.10383 0.08599 -0.0186 0.9998 1.0002 4.750 0.2571 0.10616 0.08829 -0.0190 0.9998 1.0002 5.000 0.2701 0.10860 0.09073 -0.0194 0.9998 1.0002