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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2283 0.03817 0.02783 -0.0234 0.8764 0.3478 -2.750 0.2217 0.03519 0.02543 -0.0771 0.8347 1.0000 -2.500 0.2370 0.03610 0.02615 -0.0769 0.8234 1.0000 -2.250 0.2538 0.03703 0.02688 -0.0767 0.8129 1.0000 -2.000 0.2657 0.03818 0.02787 -0.0762 0.8038 1.0000 -1.750 0.2778 0.03932 0.02887 -0.0754 0.7944 1.0000 -1.500 0.2900 0.04056 0.02996 -0.0747 0.7864 1.0000 -1.250 0.2931 0.04204 0.03136 -0.0735 0.7799 1.0000 -1.000 0.3002 0.04345 0.03266 -0.0723 0.7742 1.0000 -0.750 0.3145 0.04484 0.03390 -0.0717 0.7681 1.0000 -0.500 0.3037 0.04656 0.03556 -0.0687 0.7647 1.0000 -0.250 0.2927 0.04822 0.03717 -0.0655 0.7623 1.0000 0.000 0.2800 0.04988 0.03875 -0.0621 0.7624 1.0000 0.250 0.2663 0.05148 0.04026 -0.0584 0.7642 1.0000 0.500 0.2525 0.05298 0.04168 -0.0545 0.7663 1.0000 0.750 0.2438 0.05447 0.04309 -0.0512 0.7689 1.0000 1.000 0.1895 0.05527 0.04382 -0.0423 0.7841 1.0000 1.500 0.1322 0.05708 0.04545 -0.0317 0.8271 1.0000 1.750 0.0375 0.05536 0.04371 -0.0168 0.9103 1.0000 2.500 -0.0695 0.05210 0.04008 0.0111 1.0000 1.0000 2.750 -0.0595 0.05319 0.04102 0.0118 1.0000 1.0000 3.000 -0.0494 0.05432 0.04202 0.0124 1.0000 1.0000 3.250 -0.0391 0.05550 0.04306 0.0129 1.0000 1.0000 3.500 -0.0286 0.05673 0.04417 0.0134 1.0000 1.0000 3.750 -0.0180 0.05800 0.04533 0.0139 1.0000 1.0000 4.000 -0.0072 0.05933 0.04655 0.0142 1.0000 1.0000 4.250 0.0037 0.06070 0.04782 0.0145 1.0000 1.0000 4.500 0.0147 0.06212 0.04915 0.0148 1.0000 1.0000 4.750 0.0259 0.06359 0.05053 0.0150 1.0000 1.0000 5.000 0.0370 0.06512 0.05198 0.0151 1.0000 1.0000