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 =     0.035 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.6368   0.05727   0.04641   0.0637  0.9998  0.2790
  -2.750  -0.6217   0.05605   0.04494   0.0650  0.9998  0.2826
  -2.500  -0.6040   0.05504   0.04361   0.0657  0.9998  0.2856
  -2.250  -0.5852   0.05383   0.04209   0.0664  0.9998  0.2977
  -2.000  -0.5607   0.05312   0.04133   0.0654  0.9998  0.3067
  -1.750  -0.5318   0.05259   0.04042   0.0638  0.9998  0.3224
  -1.500  -0.4910   0.05229   0.04009   0.0590  0.9998  0.3459
  -1.250  -0.4387   0.05228   0.03993   0.0515  0.9998  0.3793
  -1.000  -0.3719   0.05244   0.04035   0.0408  0.9998  0.4336
  -0.750  -0.3061   0.05322   0.04147   0.0302  0.9998  0.4981
  -0.250   0.0983   0.06314   0.05210  -0.0434  0.9369  1.0002
   0.000   0.1177   0.06436   0.05312  -0.0439  0.9245  1.0002
   0.250   0.1470   0.06580   0.05436  -0.0459  0.9119  1.0002
   0.500   0.1702   0.06743   0.05582  -0.0472  0.9023  1.0002
   0.750   0.1952   0.06888   0.05718  -0.0483  0.8898  1.0002
   1.000   0.2229   0.07048   0.05865  -0.0501  0.8780  1.0002
   1.250   0.2443   0.07238   0.06044  -0.0509  0.8709  1.0002
   1.500   0.2514   0.07391   0.06191  -0.0497  0.8629  1.0002
   1.750   0.2646   0.07585   0.06382  -0.0495  0.8591  1.0002
   2.000   0.3051   0.07811   0.06596  -0.0530  0.8486  1.0002
   2.250   0.3083   0.08013   0.06797  -0.0515  0.8470  1.0002
   2.500   0.3163   0.08251   0.07031  -0.0509  0.8471  1.0002
   2.750   0.3274   0.08498   0.07275  -0.0508  0.8479  1.0002
   3.000   0.3380   0.08756   0.07531  -0.0507  0.8485  1.0002