XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FAUVEL BL 1 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2741 0.05868 0.04652 0.0165 0.9995 0.6978 -2.750 -0.2457 0.05640 0.04431 0.0153 0.9995 0.7322 -2.500 -0.2166 0.05425 0.04234 0.0150 0.9995 0.7789 -2.250 -0.1583 0.05202 0.04055 0.0101 0.9995 0.8909 -2.000 -0.0711 0.04850 0.03646 -0.0146 0.9995 1.0005 -1.750 -0.0063 0.04871 0.03445 -0.0272 0.9995 1.0005 -1.500 0.0249 0.04918 0.03405 -0.0284 0.9995 1.0005 -1.250 0.0521 0.04966 0.03400 -0.0287 0.9995 1.0005 -1.000 0.0782 0.05017 0.03417 -0.0289 0.9995 1.0005 -0.750 0.1035 0.05075 0.03454 -0.0290 0.9995 1.0005 -0.500 0.1280 0.05145 0.03515 -0.0292 0.9995 1.0005 -0.250 0.1508 0.05239 0.03614 -0.0296 0.9995 1.0005 0.000 0.1685 0.05398 0.03792 -0.0306 0.9995 1.0005 0.250 0.1673 0.05778 0.04203 -0.0328 0.9995 1.0005 0.500 0.1553 0.06292 0.04720 -0.0358 0.9995 1.0005 0.750 0.2078 0.06866 0.05266 -0.0488 0.9632 1.0005 1.000 0.2921 0.07439 0.05798 -0.0638 0.8983 1.0005 1.250 0.3236 0.07812 0.06149 -0.0682 0.8664 1.0005 1.500 0.3466 0.08167 0.06485 -0.0710 0.8460 1.0005 1.750 0.3642 0.08505 0.06804 -0.0728 0.8301 1.0005 2.000 0.3859 0.08857 0.07137 -0.0751 0.8149 1.0005 2.250 0.3950 0.09169 0.07435 -0.0756 0.8061 1.0005 2.500 0.4169 0.09549 0.07797 -0.0780 0.7981 1.0005 2.750 0.4234 0.09881 0.08116 -0.0786 0.7982 1.0005 3.000 0.4193 0.10155 0.08382 -0.0779 0.8030 1.0005 3.250 0.4199 0.10450 0.08666 -0.0777 0.8086 1.0005 3.500 0.4272 0.10787 0.08990 -0.0786 0.8143 1.0005 3.750 0.4223 0.11048 0.09244 -0.0780 0.8300 1.0005 4.000 0.4180 0.11326 0.09513 -0.0776 0.8543 1.0005 4.250 0.3876 0.11423 0.09605 -0.0733 0.9147 1.0005 4.500 0.3153 0.11089 0.09268 -0.0582 0.9995 1.0005 4.750 0.3276 0.11382 0.09549 -0.0594 0.9995 1.0005 5.000 0.3400 0.11676 0.09832 -0.0606 0.9995 1.0005