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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0458 0.05814 0.03824 -0.0187 0.9995 1.0005 -2.750 -0.0297 0.05821 0.03734 -0.0203 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0130 0.05860 0.03686 -0.0210 0.9995 1.0005 -2.250 0.0034 0.05916 0.03667 -0.0213 0.9995 1.0005 -2.000 0.0195 0.05984 0.03670 -0.0214 0.9995 1.0005 -1.750 0.0353 0.06064 0.03691 -0.0214 0.9995 1.0005 -1.500 0.0507 0.06154 0.03731 -0.0214 0.9995 1.0005 -1.250 0.0661 0.06255 0.03788 -0.0214 0.9995 1.0005 -1.000 0.0812 0.06368 0.03862 -0.0216 0.9995 1.0005 -0.750 0.0958 0.06493 0.03954 -0.0218 0.9995 1.0005 -0.500 0.1099 0.06633 0.04066 -0.0221 0.9995 1.0005 -0.250 0.1230 0.06790 0.04200 -0.0226 0.9995 1.0005 0.000 0.1352 0.06967 0.04358 -0.0232 0.9995 1.0005 0.250 0.1460 0.07166 0.04541 -0.0241 0.9995 1.0005 0.500 0.1554 0.07391 0.04750 -0.0252 0.9995 1.0005 0.750 0.1635 0.07639 0.04984 -0.0265 0.9995 1.0005 1.000 0.1708 0.07906 0.05233 -0.0280 0.9995 1.0005 1.250 0.1779 0.08181 0.05490 -0.0296 0.9995 1.0005 1.500 0.1855 0.08459 0.05747 -0.0311 0.9995 1.0005 1.750 0.1936 0.08735 0.06002 -0.0326 0.9995 1.0005 2.000 0.2024 0.09008 0.06254 -0.0341 0.9995 1.0005 2.250 0.2119 0.09282 0.06504 -0.0356 0.9995 1.0005 2.500 0.2218 0.09554 0.06754 -0.0370 0.9995 1.0005 2.750 0.2322 0.09825 0.07004 -0.0384 0.9995 1.0005 3.000 0.2428 0.10094 0.07252 -0.0398 0.9995 1.0005 3.250 0.2537 0.10364 0.07502 -0.0411 0.9995 1.0005 3.500 0.2648 0.10634 0.07751 -0.0425 0.9995 1.0005 3.750 0.2761 0.10903 0.08001 -0.0438 0.9995 1.0005 4.000 0.2876 0.11173 0.08253 -0.0451 0.9995 1.0005 4.250 0.2992 0.11444 0.08505 -0.0464 0.9995 1.0005 4.500 0.3109 0.11715 0.08759 -0.0477 0.9995 1.0005 4.750 0.3228 0.11987 0.09015 -0.0490 0.9995 1.0005 5.000 0.3347 0.12260 0.09271 -0.0503 0.9995 1.0005