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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1233 0.06626 0.04584 -0.0158 0.9995 1.0005 -2.750 -0.1063 0.06498 0.04345 -0.0197 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0797 0.06467 0.04186 -0.0227 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0536 0.06475 0.04084 -0.0243 0.9995 1.0005 -2.000 -0.0288 0.06497 0.04017 -0.0250 0.9995 1.0005 -1.750 -0.0048 0.06529 0.03974 -0.0253 0.9995 1.0005 -1.500 0.0186 0.06567 0.03951 -0.0255 0.9995 1.0005 -1.250 0.0415 0.06611 0.03943 -0.0255 0.9995 1.0005 -1.000 0.0640 0.06662 0.03952 -0.0254 0.9995 1.0005 -0.750 0.0862 0.06719 0.03975 -0.0253 0.9995 1.0005 -0.500 0.1081 0.06783 0.04012 -0.0252 0.9995 1.0005 -0.250 0.1294 0.06856 0.04066 -0.0252 0.9995 1.0005 0.000 0.1502 0.06939 0.04139 -0.0252 0.9995 1.0005 0.250 0.1702 0.07036 0.04232 -0.0253 0.9995 1.0005 0.500 0.1889 0.07152 0.04350 -0.0256 0.9995 1.0005 0.750 0.2057 0.07296 0.04503 -0.0260 0.9995 1.0005 1.000 0.2193 0.07482 0.04705 -0.0267 0.9995 1.0005 1.250 0.2278 0.07734 0.04972 -0.0278 0.9995 1.0005 1.500 0.2304 0.08059 0.05303 -0.0294 0.9995 1.0005 1.750 0.2306 0.08418 0.05653 -0.0311 0.9995 1.0005 2.000 0.2325 0.08764 0.05984 -0.0328 0.9995 1.0005 2.250 0.2367 0.09091 0.06292 -0.0344 0.9995 1.0005 2.500 0.2427 0.09405 0.06587 -0.0359 0.9995 1.0005 2.750 0.2499 0.09708 0.06871 -0.0374 0.9995 1.0005 3.000 0.2581 0.10004 0.07148 -0.0389 0.9995 1.0005 3.250 0.2669 0.10294 0.07419 -0.0403 0.9995 1.0005 3.500 0.2763 0.10581 0.07688 -0.0416 0.9995 1.0005 3.750 0.2862 0.10865 0.07954 -0.0430 0.9995 1.0005 4.000 0.2964 0.11146 0.08218 -0.0443 0.9995 1.0005 4.250 0.3069 0.11427 0.08481 -0.0457 0.9995 1.0005 4.500 0.3177 0.11706 0.08744 -0.0470 0.9995 1.0005 4.750 0.3287 0.11985 0.09007 -0.0483 0.9995 1.0005 5.000 0.3399 0.12264 0.09271 -0.0496 0.9995 1.0005