XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: fauvel bl2 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0025 0.04617 0.03580 -0.0097 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0326 0.04483 0.03461 -0.0066 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0454 0.04321 0.03268 -0.0094 0.9995 1.0005 -2.000 0.0026 0.04344 0.03093 -0.0214 0.9995 1.0005 -1.750 0.0276 0.04443 0.03097 -0.0232 0.9995 1.0005 -1.500 0.0478 0.04552 0.03149 -0.0239 0.9995 1.0005 -1.250 0.0659 0.04677 0.03233 -0.0245 0.9995 1.0005 -1.000 0.0820 0.04825 0.03355 -0.0252 0.9995 1.0005 -0.750 0.0951 0.05012 0.03527 -0.0263 0.9995 1.0005 -0.500 0.1029 0.05273 0.03783 -0.0282 0.9995 1.0005 -0.250 0.1044 0.05625 0.04133 -0.0309 0.9995 1.0005 0.000 0.1066 0.05981 0.04479 -0.0336 0.9995 1.0005 0.250 0.1128 0.06304 0.04785 -0.0359 0.9995 1.0005 0.500 0.1627 0.06757 0.05202 -0.0463 0.9747 1.0005 0.750 0.2222 0.07224 0.05630 -0.0572 0.9375 1.0005 1.000 0.2555 0.07594 0.05974 -0.0624 0.9148 1.0005 1.250 0.2805 0.07943 0.06301 -0.0660 0.8998 1.0005 1.500 0.2967 0.08276 0.06613 -0.0681 0.8951 1.0005 1.750 0.3064 0.08582 0.06901 -0.0691 0.8958 1.0005 2.000 0.3008 0.08793 0.07102 -0.0675 0.9040 1.0005 2.250 0.3041 0.09060 0.07354 -0.0674 0.9115 1.0005 2.500 0.3017 0.09290 0.07572 -0.0664 0.9254 1.0005 2.750 0.2891 0.09454 0.07725 -0.0632 0.9492 1.0005 3.000 0.2558 0.09480 0.07742 -0.0555 0.9891 1.0005 3.250 0.2515 0.09645 0.07895 -0.0531 0.9995 1.0005 3.500 0.2642 0.09926 0.08161 -0.0543 0.9995 1.0005 3.750 0.2768 0.10209 0.08430 -0.0555 0.9995 1.0005 4.000 0.2895 0.10494 0.08700 -0.0567 0.9995 1.0005 4.250 0.3022 0.10781 0.08974 -0.0578 0.9995 1.0005 4.500 0.3148 0.11069 0.09250 -0.0590 0.9995 1.0005 4.750 0.3275 0.11360 0.09528 -0.0602 0.9995 1.0005 5.000 0.3401 0.11652 0.09809 -0.0614 0.9995 1.0005