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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1252 0.04473 0.03447 -0.0136 0.9995 0.5463 -2.750 -0.1016 0.04373 0.03347 -0.0142 0.9995 0.5716 -2.500 -0.0772 0.04284 0.03265 -0.0149 0.9995 0.6038 -2.250 -0.0561 0.04195 0.03209 -0.0142 0.9995 0.6483 -2.000 -0.0367 0.04090 0.03164 -0.0126 0.9995 0.7200 -1.750 0.0104 0.03929 0.03018 -0.0208 0.9995 1.0005 -1.500 0.0477 0.04063 0.03008 -0.0258 0.9995 1.0005 -1.250 0.0669 0.04214 0.03113 -0.0270 0.9995 1.0005 -1.000 0.0794 0.04433 0.03316 -0.0286 0.9995 1.0005 -0.750 0.3662 0.04921 0.03687 -0.0704 0.7538 1.0005 -0.500 0.3904 0.05216 0.03955 -0.0699 0.7154 1.0005 -0.250 0.4132 0.05500 0.04212 -0.0696 0.6875 1.0005 0.000 0.4328 0.05786 0.04478 -0.0698 0.6641 1.0005 0.250 0.4544 0.06057 0.04729 -0.0698 0.6447 1.0005 0.500 0.4641 0.06413 0.05077 -0.0720 0.6324 1.0005 0.750 0.4872 0.06710 0.05353 -0.0726 0.6217 1.0005 1.000 0.4915 0.07089 0.05727 -0.0746 0.6155 1.0005 1.250 0.5001 0.07439 0.06066 -0.0758 0.6092 1.0005 1.500 0.5199 0.07758 0.06369 -0.0765 0.6019 1.0005 1.750 0.5306 0.08131 0.06729 -0.0777 0.5998 1.0005 2.000 0.5113 0.08564 0.07161 -0.0790 0.6092 1.0005 2.250 0.5103 0.08958 0.07545 -0.0799 0.6167 1.0005 2.500 0.5203 0.09359 0.07937 -0.0814 0.6235 1.0005 2.750 0.5067 0.09758 0.08329 -0.0820 0.6423 1.0005 3.000 0.4820 0.10137 0.08706 -0.0832 0.6838 1.0005 3.750 0.2825 0.10058 0.08637 -0.0604 0.9995 1.0005 4.000 0.2955 0.10349 0.08915 -0.0615 0.9995 1.0005 4.250 0.3085 0.10642 0.09197 -0.0627 0.9995 1.0005 4.500 0.3214 0.10937 0.09481 -0.0638 0.9995 1.0005 4.750 0.3342 0.11235 0.09768 -0.0650 0.9995 1.0005 5.000 0.3471 0.11535 0.10058 -0.0661 0.9995 1.0005