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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1870 0.03291 0.02396 -0.0673 0.7940 1.0000 -2.750 0.2056 0.03355 0.02437 -0.0674 0.7827 1.0000 -2.500 0.2242 0.03424 0.02486 -0.0673 0.7724 1.0000 -2.250 0.2425 0.03506 0.02552 -0.0675 0.7625 1.0000 -2.000 0.2603 0.03591 0.02620 -0.0673 0.7526 1.0000 -1.750 0.2783 0.03689 0.02703 -0.0673 0.7439 1.0000 -1.500 0.2948 0.03799 0.02803 -0.0677 0.7358 1.0000 -1.250 0.3116 0.03903 0.02893 -0.0670 0.7287 1.0000 -1.000 0.3242 0.04041 0.03023 -0.0671 0.7218 1.0000 -0.750 0.3350 0.04180 0.03155 -0.0668 0.7148 1.0000 -0.500 0.3483 0.04310 0.03274 -0.0660 0.7089 1.0000 -0.250 0.3588 0.04467 0.03422 -0.0653 0.7048 1.0000 0.000 0.3578 0.04655 0.03608 -0.0644 0.7019 1.0000 0.250 0.3536 0.04841 0.03789 -0.0627 0.6994 1.0000 0.500 0.3460 0.05026 0.03969 -0.0604 0.6978 1.0000 0.750 0.3347 0.05215 0.04152 -0.0576 0.6991 1.0000 1.000 0.3259 0.05403 0.04334 -0.0550 0.7027 1.0000 1.250 0.3225 0.05589 0.04513 -0.0530 0.7065 1.0000 1.500 0.2234 0.05703 0.04625 -0.0405 0.7424 1.0000 2.500 -0.0727 0.05110 0.04004 0.0109 1.0000 1.0000 2.750 -0.0627 0.05220 0.04100 0.0116 1.0000 1.0000 3.000 -0.0524 0.05334 0.04202 0.0122 1.0000 1.0000 3.250 -0.0420 0.05453 0.04308 0.0128 1.0000 1.0000 3.500 -0.0314 0.05577 0.04420 0.0133 1.0000 1.0000 3.750 -0.0206 0.05705 0.04538 0.0137 1.0000 1.0000 4.000 0.0174 0.06041 0.04866 0.0081 0.9841 1.0000 4.250 0.0752 0.06562 0.05378 -0.0009 0.9491 1.0000 4.500 0.1151 0.06869 0.05681 -0.0057 0.9056 1.0000 4.750 0.1574 0.07290 0.06095 -0.0102 0.8740 1.0000 5.000 0.1751 0.07464 0.06263 -0.0103 0.8449 1.0000