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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6416 0.05520 0.04453 0.0647 0.9998 0.2521 -2.750 -0.6265 0.05412 0.04319 0.0660 0.9998 0.2559 -2.500 -0.6100 0.05334 0.04212 0.0670 0.9998 0.2603 -2.250 -0.5904 0.05212 0.04055 0.0676 0.9998 0.2691 -2.000 -0.5684 0.05143 0.03985 0.0672 0.9998 0.2764 -1.750 -0.5449 0.05105 0.03919 0.0667 0.9998 0.2906 -1.500 -0.5117 0.05060 0.03880 0.0636 0.9998 0.3079 -1.250 -0.4634 0.05058 0.03870 0.0568 0.9998 0.3344 -1.000 -0.1638 0.05346 0.04238 0.0004 0.9299 0.5185 -0.750 0.1155 0.05766 0.04775 -0.0514 0.9053 1.0002 -0.500 0.1530 0.05870 0.04844 -0.0543 0.8919 1.0002 -0.250 0.1826 0.05980 0.04931 -0.0560 0.8785 1.0002 0.000 0.2049 0.06112 0.05044 -0.0565 0.8663 1.0002 0.250 0.2384 0.06218 0.05134 -0.0585 0.8534 1.0002 0.500 0.2555 0.06373 0.05275 -0.0583 0.8429 1.0002 0.750 0.2776 0.06495 0.05391 -0.0585 0.8309 1.0002 1.000 0.3067 0.06629 0.05513 -0.0599 0.8191 1.0002 1.500 0.3575 0.06913 0.05781 -0.0616 0.7994 1.0002 1.750 0.3574 0.07130 0.05995 -0.0592 0.7932 1.0002 2.000 0.3600 0.07332 0.06194 -0.0572 0.7860 1.0002 2.250 0.3894 0.07480 0.06339 -0.0586 0.7762 1.0002 2.500 0.4058 0.07684 0.06538 -0.0585 0.7679 1.0002 2.750 0.4043 0.07908 0.06761 -0.0563 0.7621 1.0002 3.000 0.4327 0.08060 0.06912 -0.0574 0.7502 1.0002 3.250 0.4548 0.08276 0.07124 -0.0580 0.7432 1.0002 3.500 0.4596 0.08555 0.07405 -0.0571 0.7434 1.0002 3.750 0.4543 0.08809 0.07658 -0.0551 0.7401 1.0002 4.000 0.4659 0.09143 0.07996 -0.0556 0.7434 1.0002 4.250 0.4719 0.09414 0.08266 -0.0550 0.7435 1.0002