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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0813 0.06149 0.04646 -0.0120 0.9995 1.0005 -2.750 -0.1002 0.05882 0.04395 -0.0098 0.9995 1.0005 -2.500 -0.1091 0.05606 0.04100 -0.0111 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0704 0.05481 0.03815 -0.0214 0.9995 1.0005 -2.000 -0.0341 0.05502 0.03696 -0.0253 0.9995 1.0005 -1.750 -0.0053 0.05539 0.03642 -0.0264 0.9995 1.0005 -1.500 0.0209 0.05581 0.03618 -0.0268 0.9995 1.0005 -1.250 0.0460 0.05628 0.03614 -0.0270 0.9995 1.0005 -1.000 0.0703 0.05679 0.03628 -0.0270 0.9995 1.0005 -0.750 0.0942 0.05737 0.03658 -0.0270 0.9995 1.0005 -0.500 0.1175 0.05803 0.03705 -0.0270 0.9995 1.0005 -0.250 0.1401 0.05880 0.03773 -0.0271 0.9995 1.0005 0.000 0.1616 0.05974 0.03868 -0.0274 0.9995 1.0005 0.250 0.1808 0.06101 0.04005 -0.0279 0.9995 1.0005 0.500 0.1950 0.06293 0.04217 -0.0288 0.9995 1.0005 0.750 0.1975 0.06624 0.04571 -0.0306 0.9995 1.0005 1.000 0.1913 0.07060 0.05008 -0.0329 0.9995 1.0005 1.250 0.1901 0.07451 0.05387 -0.0350 0.9995 1.0005 1.500 0.1936 0.07798 0.05717 -0.0368 0.9995 1.0005 1.750 0.1996 0.08119 0.06022 -0.0385 0.9995 1.0005 2.000 0.2071 0.08426 0.06311 -0.0400 0.9995 1.0005 2.250 0.2157 0.08724 0.06591 -0.0415 0.9995 1.0005 2.500 0.2251 0.09016 0.06865 -0.0429 0.9995 1.0005 2.750 0.2350 0.09305 0.07136 -0.0443 0.9995 1.0005 3.000 0.2455 0.09592 0.07405 -0.0456 0.9995 1.0005 3.250 0.2562 0.09877 0.07674 -0.0469 0.9995 1.0005 3.500 0.2673 0.10162 0.07943 -0.0482 0.9995 1.0005 3.750 0.2786 0.10447 0.08212 -0.0494 0.9995 1.0005 4.000 0.2901 0.10732 0.08481 -0.0507 0.9995 1.0005 4.250 0.3017 0.11017 0.08751 -0.0519 0.9995 1.0005 4.500 0.3135 0.11302 0.09023 -0.0532 0.9995 1.0005 4.750 0.3254 0.11589 0.09296 -0.0544 0.9995 1.0005 5.000 0.3373 0.11876 0.09570 -0.0557 0.9995 1.0005