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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6263 0.06157 0.04980 0.0626 0.9998 0.3496 -2.750 -0.6075 0.05975 0.04795 0.0629 0.9998 0.3562 -2.500 -0.5830 0.05859 0.04656 0.0619 0.9998 0.3621 -2.250 -0.5589 0.05774 0.04520 0.0614 0.9998 0.3806 -2.000 -0.5182 0.05659 0.04402 0.0569 0.9998 0.3987 -1.750 -0.4770 0.05578 0.04300 0.0524 0.9998 0.4256 -1.500 -0.4306 0.05527 0.04241 0.0468 0.9998 0.4602 -1.250 -0.3761 0.05494 0.04226 0.0394 0.9998 0.5139 -1.000 -0.3034 0.05477 0.04273 0.0286 0.9998 0.6022 -0.750 -0.0584 0.06206 0.05020 -0.0180 0.9998 1.0002 -0.500 -0.0398 0.06352 0.05118 -0.0184 0.9998 1.0002 -0.250 -0.0236 0.06507 0.05240 -0.0186 0.9998 1.0002 0.000 -0.0080 0.06668 0.05371 -0.0186 0.9998 1.0002 0.250 0.0078 0.06828 0.05506 -0.0185 0.9998 1.0002 0.500 0.0224 0.06999 0.05655 -0.0185 0.9998 1.0002 0.750 0.0378 0.07164 0.05807 -0.0185 0.9998 1.0002 1.000 0.0523 0.07341 0.05967 -0.0185 0.9998 1.0002 1.250 0.0673 0.07520 0.06131 -0.0185 0.9998 1.0002 1.500 0.0814 0.07701 0.06299 -0.0187 0.9998 1.0002 1.750 0.0963 0.07887 0.06475 -0.0188 0.9998 1.0002 2.000 0.1111 0.08081 0.06659 -0.0189 0.9998 1.0002 2.250 0.1254 0.08276 0.06845 -0.0191 0.9998 1.0002 2.500 0.1395 0.08483 0.07046 -0.0193 0.9998 1.0002 2.750 0.1539 0.08688 0.07242 -0.0196 0.9998 1.0002 3.000 0.1678 0.08903 0.07453 -0.0199 0.9998 1.0002 3.250 0.1818 0.09120 0.07663 -0.0202 0.9998 1.0002 3.500 0.1963 0.09333 0.07872 -0.0204 0.9998 1.0002 3.750 0.2098 0.09556 0.08091 -0.0208 0.9998 1.0002 4.000 0.2229 0.09798 0.08333 -0.0213 0.9998 1.0002 4.250 0.2369 0.10021 0.08552 -0.0216 0.9998 1.0002 4.500 0.2504 0.10270 0.08803 -0.0220 0.9998 1.0002 4.750 0.2636 0.10508 0.09039 -0.0225 0.9998 1.0002 5.000 0.2768 0.10758 0.09289 -0.0229 0.9998 1.0002