XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FAUVEL 14% AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1299 0.04717 0.03397 -0.0217 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1351 0.04749 0.03391 -0.0194 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1386 0.04784 0.03389 -0.0171 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1407 0.04822 0.03390 -0.0150 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1416 0.04862 0.03395 -0.0129 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1415 0.04905 0.03403 -0.0109 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1405 0.04950 0.03412 -0.0089 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1386 0.04997 0.03426 -0.0071 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1360 0.05047 0.03444 -0.0053 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1326 0.05101 0.03465 -0.0036 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1286 0.05157 0.03489 -0.0020 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1239 0.05216 0.03518 -0.0005 1.0000 1.0000 0.000 -0.1187 0.05279 0.03550 0.0009 1.0000 1.0000 0.250 -0.1130 0.05345 0.03587 0.0023 1.0000 1.0000 0.500 -0.1067 0.05414 0.03628 0.0036 1.0000 1.0000 0.750 -0.1000 0.05487 0.03674 0.0048 1.0000 1.0000 1.000 -0.0929 0.05564 0.03724 0.0060 1.0000 1.0000 1.250 -0.0854 0.05645 0.03779 0.0070 1.0000 1.0000 1.500 -0.0777 0.05729 0.03839 0.0081 1.0000 1.0000 1.750 -0.0695 0.05817 0.03903 0.0090 1.0000 1.0000 2.000 -0.0611 0.05909 0.03972 0.0099 1.0000 1.0000 2.250 -0.0524 0.06006 0.04047 0.0108 1.0000 1.0000 2.500 -0.0435 0.06106 0.04127 0.0115 1.0000 1.0000 2.750 -0.0342 0.06211 0.04211 0.0122 1.0000 1.0000 3.000 -0.0248 0.06321 0.04302 0.0128 1.0000 1.0000 3.250 -0.0151 0.06434 0.04398 0.0134 1.0000 1.0000 3.500 -0.0053 0.06553 0.04500 0.0139 1.0000 1.0000 3.750 0.0047 0.06676 0.04607 0.0143 1.0000 1.0000 4.000 0.0149 0.06803 0.04719 0.0147 1.0000 1.0000 4.250 0.0251 0.06935 0.04837 0.0150 1.0000 1.0000 4.500 0.0355 0.07071 0.04961 0.0153 1.0000 1.0000 4.750 0.0460 0.07213 0.05090 0.0155 1.0000 1.0000 5.000 0.0565 0.07359 0.05226 0.0156 1.0000 1.0000