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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6082 0.06316 0.05117 0.0605 0.9998 0.4020 -2.750 -0.5910 0.06193 0.04947 0.0607 0.9998 0.4103 -2.500 -0.5604 0.06039 0.04778 0.0584 0.9998 0.4198 -2.250 -0.5346 0.05931 0.04630 0.0574 0.9998 0.4423 -2.000 -0.4983 0.05822 0.04513 0.0541 0.9998 0.4639 -1.750 -0.4586 0.05732 0.04406 0.0502 0.9998 0.4982 -1.500 -0.4075 0.05644 0.04339 0.0439 0.9998 0.5444 -1.250 -0.3470 0.05572 0.04312 0.0359 0.9998 0.6208 -1.000 -0.0762 0.06171 0.04911 -0.0169 0.9998 1.0002 -0.750 -0.0568 0.06319 0.05002 -0.0176 0.9998 1.0002 -0.500 -0.0393 0.06459 0.05098 -0.0178 0.9998 1.0002 -0.250 -0.0236 0.06609 0.05215 -0.0178 0.9998 1.0002 0.000 -0.0083 0.06766 0.05341 -0.0177 0.9998 1.0002 0.250 0.0072 0.06922 0.05472 -0.0176 0.9998 1.0002 0.500 0.0217 0.07088 0.05617 -0.0175 0.9998 1.0002 0.750 0.0369 0.07250 0.05764 -0.0174 0.9998 1.0002 1.000 0.0513 0.07424 0.05919 -0.0174 0.9998 1.0002 1.250 0.0661 0.07600 0.06080 -0.0174 0.9998 1.0002 1.500 0.0800 0.07777 0.06244 -0.0175 0.9998 1.0002 1.750 0.0948 0.07960 0.06416 -0.0176 0.9998 1.0002 2.000 0.1095 0.08152 0.06596 -0.0176 0.9998 1.0002 2.250 0.1236 0.08343 0.06779 -0.0178 0.9998 1.0002 2.500 0.1376 0.08548 0.06976 -0.0180 0.9998 1.0002 2.750 0.1518 0.08750 0.07169 -0.0182 0.9998 1.0002 3.000 0.1656 0.08962 0.07376 -0.0185 0.9998 1.0002 3.250 0.1794 0.09176 0.07584 -0.0187 0.9998 1.0002 3.500 0.1938 0.09387 0.07790 -0.0189 0.9998 1.0002 3.750 0.2072 0.09607 0.08006 -0.0193 0.9998 1.0002 4.000 0.2203 0.09846 0.08244 -0.0197 0.9998 1.0002 4.250 0.2341 0.10067 0.08461 -0.0201 0.9998 1.0002 4.500 0.2475 0.10312 0.08709 -0.0204 0.9998 1.0002 4.750 0.2606 0.10548 0.08942 -0.0209 0.9998 1.0002 5.000 0.2737 0.10795 0.09189 -0.0213 0.9998 1.0002