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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.5004 0.04672 0.03566 0.0217 1.0000 0.3978 -2.750 -0.4808 0.04506 0.03398 0.0220 1.0000 0.4212 -2.500 -0.4607 0.04335 0.03245 0.0225 1.0000 0.4554 -2.250 -0.4425 0.04154 0.03139 0.0242 1.0000 0.5128 -2.000 -0.1597 0.04402 0.03270 -0.0132 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1591 0.04443 0.03279 -0.0112 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1576 0.04486 0.03291 -0.0093 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1555 0.04532 0.03305 -0.0074 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1526 0.04581 0.03324 -0.0056 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1490 0.04633 0.03348 -0.0039 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1448 0.04687 0.03374 -0.0023 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1400 0.04745 0.03405 -0.0007 1.0000 1.0000 0.000 -0.1347 0.04807 0.03441 0.0008 1.0000 1.0000 0.250 -0.1287 0.04872 0.03479 0.0022 1.0000 1.0000 0.500 -0.1222 0.04941 0.03523 0.0035 1.0000 1.0000 0.750 -0.1153 0.05014 0.03572 0.0047 1.0000 1.0000 1.000 -0.1079 0.05091 0.03626 0.0059 1.0000 1.0000 1.250 -0.1001 0.05172 0.03684 0.0070 1.0000 1.0000 1.500 -0.0920 0.05258 0.03749 0.0080 1.0000 1.0000 1.750 -0.0835 0.05347 0.03816 0.0090 1.0000 1.0000 2.000 -0.0747 0.05440 0.03889 0.0098 1.0000 1.0000 2.250 -0.0657 0.05537 0.03968 0.0107 1.0000 1.0000 2.500 -0.0564 0.05639 0.04052 0.0114 1.0000 1.0000 2.750 -0.0469 0.05745 0.04141 0.0121 1.0000 1.0000 3.000 -0.0372 0.05856 0.04235 0.0128 1.0000 1.0000 3.250 -0.0272 0.05972 0.04335 0.0133 1.0000 1.0000 3.500 -0.0171 0.06092 0.04440 0.0138 1.0000 1.0000 3.750 -0.0068 0.06216 0.04551 0.0142 1.0000 1.0000 4.000 0.0036 0.06346 0.04668 0.0146 1.0000 1.0000 4.250 0.0142 0.06480 0.04789 0.0149 1.0000 1.0000 4.500 0.0249 0.06619 0.04917 0.0152 1.0000 1.0000 4.750 0.0357 0.06762 0.05050 0.0154 1.0000 1.0000 5.000 0.0465 0.06911 0.05190 0.0155 1.0000 1.0000