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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1845 0.05309 0.04166 -0.0195 0.9995 0.5140 -2.750 -0.1510 0.05154 0.03999 -0.0212 0.9995 0.5386 -2.500 -0.1190 0.05012 0.03860 -0.0221 0.9995 0.5673 -2.250 -0.0896 0.04877 0.03745 -0.0220 0.9995 0.6053 -2.000 -0.0610 0.04736 0.03644 -0.0215 0.9995 0.6597 -1.750 -0.0398 0.04548 0.03552 -0.0182 0.9995 0.7636 -1.500 0.0276 0.04390 0.03276 -0.0297 0.9995 1.0005 -1.250 0.0605 0.04442 0.03248 -0.0309 0.9995 1.0005 -1.000 0.0888 0.04493 0.03266 -0.0312 0.9995 1.0005 -0.750 0.1155 0.04558 0.03321 -0.0316 0.9995 1.0005 -0.500 0.1382 0.04673 0.03445 -0.0325 0.9995 1.0005 -0.250 0.4226 0.04806 0.03531 -0.0743 0.7753 1.0005 0.000 0.4459 0.04953 0.03656 -0.0732 0.7177 1.0005 0.250 0.4622 0.05117 0.03801 -0.0726 0.6777 1.0005 0.500 0.4852 0.05269 0.03932 -0.0727 0.6504 1.0005 0.750 0.5125 0.05393 0.04035 -0.0730 0.6292 1.0005 1.000 0.5373 0.05535 0.04157 -0.0731 0.6112 1.0005 1.250 0.5583 0.05723 0.04328 -0.0733 0.5963 1.0005 1.500 0.5790 0.05938 0.04528 -0.0737 0.5850 1.0005 1.750 0.6025 0.06155 0.04731 -0.0743 0.5772 1.0005 2.000 0.6161 0.06492 0.05056 -0.0752 0.5717 1.0005 2.250 0.6185 0.06945 0.05502 -0.0762 0.5682 1.0005 2.500 0.6230 0.07371 0.05920 -0.0771 0.5650 1.0005 2.750 0.6273 0.07796 0.06337 -0.0779 0.5629 1.0005 3.000 0.6196 0.08302 0.06835 -0.0783 0.5641 1.0005 3.250 0.6113 0.08818 0.07344 -0.0787 0.5675 1.0005 3.500 0.6126 0.09294 0.07813 -0.0798 0.5721 1.0005 3.750 0.5939 0.09865 0.08380 -0.0803 0.5818 1.0005 4.000 0.5960 0.10337 0.08845 -0.0816 0.5894 1.0005 4.250 0.5791 0.10848 0.09353 -0.0821 0.6028 1.0005 4.500 0.5702 0.11323 0.09825 -0.0831 0.6174 1.0005 4.750 0.5611 0.11797 0.10296 -0.0842 0.6372 1.0005 5.000 0.5609 0.12339 0.10836 -0.0866 0.6653 1.0005