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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.6457 0.05329 0.04271 0.0658 0.9998 0.2307 -2.500 -0.5422 0.05209 0.04086 0.0548 0.9731 0.2491 -2.250 -0.4921 0.05164 0.04002 0.0500 0.9577 0.2683 -2.000 -0.4434 0.05129 0.03968 0.0448 0.9436 0.2847 -1.750 -0.3815 0.05102 0.03928 0.0370 0.9286 0.3179 -1.500 -0.2785 0.05108 0.03946 0.0201 0.9117 0.3767 -1.250 -0.1447 0.05121 0.04008 -0.0032 0.8931 0.4664 -1.000 -0.0377 0.05119 0.04106 -0.0213 0.8805 0.5743 -0.500 0.2272 0.05508 0.04522 -0.0643 0.8536 1.0002 -0.250 0.2471 0.05617 0.04616 -0.0640 0.8405 1.0002 0.000 0.2807 0.05703 0.04684 -0.0658 0.8285 1.0002 0.500 0.3253 0.05928 0.04884 -0.0658 0.8042 1.0002 0.750 0.3569 0.06025 0.04974 -0.0670 0.7941 1.0002 1.000 0.3655 0.06170 0.05111 -0.0652 0.7807 1.0002 1.250 0.4128 0.06233 0.05166 -0.0685 0.7730 1.0002 1.500 0.3983 0.06477 0.05406 -0.0641 0.7617 1.0002 1.750 0.4164 0.06636 0.05562 -0.0637 0.7531 1.0002 2.000 0.4698 0.06679 0.05599 -0.0674 0.7451 1.0002 2.250 0.4425 0.06990 0.05911 -0.0619 0.7349 1.0002 2.500 0.4686 0.07119 0.06037 -0.0623 0.7248 1.0002 2.750 0.4979 0.07256 0.06170 -0.0632 0.7164 1.0002 3.000 0.4848 0.07534 0.06449 -0.0596 0.7063 1.0002 3.250 0.5141 0.07661 0.06573 -0.0604 0.6972 1.0002 3.500 0.5500 0.07816 0.06728 -0.0620 0.6917 1.0002 3.750 0.5234 0.08169 0.07082 -0.0579 0.6855 1.0002 4.000 0.5191 0.08500 0.07417 -0.0564 0.6825 1.0002 4.250 0.5261 0.08736 0.07653 -0.0555 0.6771 1.0002 4.500 0.5394 0.08995 0.07918 -0.0553 0.6725 1.0002 4.750 0.5245 0.09403 0.08328 -0.0538 0.6789 1.0002 5.000 0.5254 0.09726 0.08654 -0.0531 0.6803 1.0002