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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0316 0.05048 0.03702 -0.0124 0.9995 1.0005 -2.750 -0.0511 0.04908 0.03540 -0.0122 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0331 0.04867 0.03370 -0.0179 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0092 0.04922 0.03309 -0.0206 0.9995 1.0005 -2.000 0.0112 0.05000 0.03302 -0.0216 0.9995 1.0005 -1.750 0.0300 0.05090 0.03326 -0.0221 0.9995 1.0005 -1.500 0.0479 0.05190 0.03375 -0.0224 0.9995 1.0005 -1.250 0.0649 0.05303 0.03446 -0.0227 0.9995 1.0005 -1.000 0.0810 0.05430 0.03541 -0.0231 0.9995 1.0005 -0.750 0.0959 0.05576 0.03661 -0.0237 0.9995 1.0005 -0.500 0.1091 0.05748 0.03815 -0.0244 0.9995 1.0005 -0.250 0.1200 0.05956 0.04011 -0.0256 0.9995 1.0005 0.000 0.1278 0.06211 0.04256 -0.0271 0.9995 1.0005 0.250 0.1331 0.06507 0.04543 -0.0291 0.9995 1.0005 0.500 0.1380 0.06818 0.04840 -0.0311 0.9995 1.0005 0.750 0.1441 0.07121 0.05125 -0.0331 0.9995 1.0005 1.000 0.1519 0.07415 0.05398 -0.0349 0.9995 1.0005 1.250 0.1609 0.07700 0.05663 -0.0366 0.9995 1.0005 1.500 0.1706 0.07980 0.05922 -0.0382 0.9995 1.0005 1.750 0.1810 0.08256 0.06177 -0.0397 0.9995 1.0005 2.000 0.1918 0.08530 0.06430 -0.0411 0.9995 1.0005 2.250 0.2029 0.08803 0.06683 -0.0425 0.9995 1.0005 2.500 0.2143 0.09075 0.06934 -0.0438 0.9995 1.0005 2.750 0.2260 0.09348 0.07189 -0.0451 0.9995 1.0005 3.000 0.2377 0.09623 0.07444 -0.0464 0.9995 1.0005 3.250 0.2497 0.09898 0.07702 -0.0477 0.9995 1.0005 3.500 0.2617 0.10174 0.07961 -0.0489 0.9995 1.0005 3.750 0.2739 0.10452 0.08221 -0.0502 0.9995 1.0005 4.000 0.2861 0.10730 0.08484 -0.0514 0.9995 1.0005 4.250 0.2984 0.11010 0.08748 -0.0527 0.9995 1.0005 4.500 0.3107 0.11291 0.09015 -0.0539 0.9995 1.0005 4.750 0.3231 0.11574 0.09284 -0.0552 0.9995 1.0005 5.000 0.3354 0.11858 0.09554 -0.0564 0.9995 1.0005