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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0843 0.06241 0.03880 -0.0229 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0879 0.06278 0.03875 -0.0207 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0905 0.06317 0.03872 -0.0184 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0923 0.06359 0.03867 -0.0162 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0930 0.06403 0.03868 -0.0141 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0930 0.06448 0.03871 -0.0121 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0921 0.06496 0.03876 -0.0102 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0905 0.06547 0.03884 -0.0083 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0882 0.06599 0.03895 -0.0066 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0852 0.06655 0.03907 -0.0049 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0817 0.06713 0.03925 -0.0033 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0776 0.06774 0.03947 -0.0017 1.0000 1.0000 0.000 -0.0730 0.06838 0.03972 -0.0003 1.0000 1.0000 0.250 -0.0680 0.06904 0.04001 0.0011 1.0000 1.0000 0.500 -0.0625 0.06974 0.04035 0.0025 1.0000 1.0000 0.750 -0.0566 0.07047 0.04072 0.0037 1.0000 1.0000 1.000 -0.0504 0.07123 0.04113 0.0049 1.0000 1.0000 1.250 -0.0437 0.07203 0.04159 0.0060 1.0000 1.0000 1.500 -0.0367 0.07287 0.04211 0.0071 1.0000 1.0000 1.750 -0.0293 0.07374 0.04267 0.0081 1.0000 1.0000 2.000 -0.0217 0.07464 0.04328 0.0090 1.0000 1.0000 2.250 -0.0137 0.07559 0.04394 0.0098 1.0000 1.0000 2.500 -0.0055 0.07657 0.04463 0.0106 1.0000 1.0000 2.750 0.0030 0.07759 0.04539 0.0113 1.0000 1.0000 3.000 0.0117 0.07865 0.04621 0.0120 1.0000 1.0000 3.250 0.0205 0.07976 0.04708 0.0126 1.0000 1.0000 3.500 0.0296 0.08090 0.04800 0.0131 1.0000 1.0000 3.750 0.0388 0.08208 0.04896 0.0136 1.0000 1.0000 4.000 0.0482 0.08331 0.04999 0.0140 1.0000 1.0000 4.250 0.0577 0.08457 0.05108 0.0144 1.0000 1.0000 4.500 0.0673 0.08588 0.05222 0.0147 1.0000 1.0000 4.750 0.0771 0.08723 0.05341 0.0149 1.0000 1.0000 5.000 0.0868 0.08862 0.05465 0.0151 1.0000 1.0000