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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4047 0.04349 0.03275 0.0021 0.9498 0.2983 -2.750 -0.3604 0.04225 0.03132 -0.0013 0.9368 0.3272 -2.500 -0.3150 0.04040 0.02981 -0.0047 0.9249 0.3857 -2.250 0.1905 0.04004 0.02947 -0.0735 0.8719 1.0000 -2.000 0.1847 0.04131 0.03062 -0.0705 0.8632 1.0000 -1.750 0.2030 0.04238 0.03148 -0.0709 0.8543 1.0000 -1.500 0.2034 0.04369 0.03262 -0.0688 0.8477 1.0000 -1.250 0.1934 0.04501 0.03384 -0.0651 0.8422 1.0000 -1.000 0.1936 0.04627 0.03496 -0.0628 0.8365 1.0000 -0.750 0.1989 0.04761 0.03615 -0.0613 0.8324 1.0000 -0.500 0.1971 0.04898 0.03738 -0.0588 0.8303 1.0000 -0.250 0.1815 0.05022 0.03852 -0.0543 0.8301 1.0000 0.000 0.1699 0.05142 0.03961 -0.0503 0.8301 1.0000 0.250 0.1375 0.05216 0.04027 -0.0434 0.8354 1.0000 0.500 0.1191 0.05306 0.04106 -0.0386 0.8412 1.0000 0.750 0.1134 0.05422 0.04209 -0.0358 0.8482 1.0000 1.000 0.0855 0.05463 0.04240 -0.0297 0.8631 1.0000 1.250 0.0706 0.05532 0.04296 -0.0255 0.8778 1.0000 1.500 0.0410 0.05535 0.04288 -0.0188 0.9026 1.0000 2.000 -0.0851 0.05113 0.03845 0.0096 1.0000 1.0000 2.250 -0.0757 0.05212 0.03928 0.0104 1.0000 1.0000 2.500 -0.0662 0.05315 0.04015 0.0112 1.0000 1.0000 2.750 -0.0563 0.05423 0.04108 0.0119 1.0000 1.0000 3.000 -0.0463 0.05535 0.04206 0.0125 1.0000 1.0000 3.250 -0.0361 0.05652 0.04309 0.0131 1.0000 1.0000 3.500 -0.0258 0.05774 0.04418 0.0136 1.0000 1.0000 3.750 -0.0152 0.05901 0.04533 0.0140 1.0000 1.0000 4.000 -0.0045 0.06032 0.04653 0.0144 1.0000 1.0000 4.250 0.0063 0.06168 0.04779 0.0147 1.0000 1.0000 4.500 0.0172 0.06310 0.04910 0.0149 1.0000 1.0000 4.750 0.0282 0.06456 0.05047 0.0151 1.0000 1.0000 5.000 0.0393 0.06607 0.05190 0.0153 1.0000 1.0000