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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1080 0.05313 0.03574 -0.0222 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1130 0.05350 0.03572 -0.0198 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1165 0.05388 0.03571 -0.0175 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1188 0.05428 0.03572 -0.0153 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1199 0.05470 0.03576 -0.0132 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1201 0.05515 0.03581 -0.0112 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1193 0.05561 0.03590 -0.0092 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1178 0.05610 0.03602 -0.0074 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1154 0.05662 0.03617 -0.0056 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1123 0.05716 0.03636 -0.0039 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1086 0.05773 0.03657 -0.0023 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1042 0.05834 0.03682 -0.0008 1.0000 1.0000 0.000 -0.0993 0.05897 0.03711 0.0007 1.0000 1.0000 0.250 -0.0938 0.05964 0.03745 0.0020 1.0000 1.0000 0.500 -0.0879 0.06034 0.03783 0.0033 1.0000 1.0000 0.750 -0.0816 0.06107 0.03825 0.0045 1.0000 1.0000 1.000 -0.0749 0.06183 0.03872 0.0057 1.0000 1.0000 1.250 -0.0678 0.06263 0.03923 0.0068 1.0000 1.0000 1.500 -0.0604 0.06348 0.03978 0.0079 1.0000 1.0000 1.750 -0.0526 0.06435 0.04039 0.0088 1.0000 1.0000 2.000 -0.0446 0.06527 0.04105 0.0097 1.0000 1.0000 2.250 -0.0362 0.06622 0.04176 0.0105 1.0000 1.0000 2.500 -0.0275 0.06722 0.04252 0.0113 1.0000 1.0000 2.750 -0.0186 0.06825 0.04332 0.0120 1.0000 1.0000 3.000 -0.0095 0.06933 0.04419 0.0126 1.0000 1.0000 3.250 -0.0002 0.07045 0.04511 0.0132 1.0000 1.0000 3.500 0.0093 0.07162 0.04608 0.0137 1.0000 1.0000 3.750 0.0190 0.07283 0.04711 0.0142 1.0000 1.0000 4.000 0.0288 0.07408 0.04818 0.0145 1.0000 1.0000 4.250 0.0387 0.07537 0.04932 0.0149 1.0000 1.0000 4.500 0.0487 0.07671 0.05051 0.0152 1.0000 1.0000 4.750 0.0589 0.07809 0.05176 0.0154 1.0000 1.0000 5.000 0.0691 0.07952 0.05306 0.0155 1.0000 1.0000