XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: fauvel bl3 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.500 -0.0430 0.04824 0.03727 -0.0075 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0640 0.04613 0.03516 -0.0067 0.9995 1.0005 -2.000 -0.0134 0.04514 0.03225 -0.0225 0.9995 1.0005 -1.750 0.0194 0.04584 0.03171 -0.0254 0.9995 1.0005 -1.500 0.0439 0.04659 0.03176 -0.0260 0.9995 1.0005 -1.250 0.0662 0.04740 0.03208 -0.0262 0.9995 1.0005 -1.000 0.0873 0.04829 0.03263 -0.0263 0.9995 1.0005 -0.750 0.1075 0.04930 0.03341 -0.0265 0.9995 1.0005 -0.500 0.1263 0.05050 0.03447 -0.0269 0.9995 1.0005 -0.250 0.1427 0.05204 0.03598 -0.0275 0.9995 1.0005 0.000 0.1532 0.05438 0.03843 -0.0289 0.9995 1.0005 0.250 0.1492 0.05861 0.04285 -0.0319 0.9995 1.0005 0.500 0.1450 0.06312 0.04736 -0.0352 0.9995 1.0005 0.750 0.1482 0.06682 0.05094 -0.0376 0.9995 1.0005 1.000 0.2264 0.07282 0.05658 -0.0540 0.9477 1.0005 1.250 0.2765 0.07761 0.06107 -0.0627 0.9132 1.0005 1.500 0.3061 0.08146 0.06471 -0.0670 0.8900 1.0005 1.750 0.3369 0.08552 0.06854 -0.0713 0.8715 1.0005 2.000 0.3421 0.08849 0.07137 -0.0716 0.8690 1.0005 2.250 0.3506 0.09170 0.07444 -0.0726 0.8698 1.0005 2.500 0.3589 0.09489 0.07751 -0.0735 0.8725 1.0005 2.750 0.3487 0.09686 0.07938 -0.0715 0.8855 1.0005 3.000 0.3600 0.10037 0.08274 -0.0729 0.8933 1.0005 3.250 0.3372 0.10134 0.08365 -0.0687 0.9242 1.0005 3.750 0.2787 0.10191 0.08406 -0.0550 0.9995 1.0005 4.000 0.2911 0.10480 0.08682 -0.0562 0.9995 1.0005 4.250 0.3035 0.10770 0.08958 -0.0574 0.9995 1.0005 4.500 0.3159 0.11061 0.09238 -0.0586 0.9995 1.0005 4.750 0.3283 0.11354 0.09519 -0.0598 0.9995 1.0005 5.000 0.3408 0.11648 0.09802 -0.0610 0.9995 1.0005