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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1457 0.04794 0.03701 -0.0169 0.9995 0.5327 -2.750 -0.1186 0.04667 0.03571 -0.0176 0.9995 0.5579 -2.500 -0.0903 0.04552 0.03458 -0.0184 0.9995 0.5887 -2.250 -0.0649 0.04440 0.03371 -0.0180 0.9995 0.6313 -2.000 -0.0416 0.04315 0.03295 -0.0167 0.9995 0.6967 -1.750 -0.0196 0.04084 0.03189 -0.0144 0.9995 0.9556 -1.500 0.0463 0.04144 0.03018 -0.0276 0.9995 1.0005 -1.250 0.0715 0.04229 0.03042 -0.0282 0.9995 1.0005 -1.000 0.0938 0.04322 0.03103 -0.0284 0.9995 1.0005 -0.750 0.1144 0.04436 0.03200 -0.0288 0.9995 1.0005 -0.500 0.1310 0.04601 0.03366 -0.0297 0.9995 1.0005 -0.250 0.4167 0.05159 0.03876 -0.0731 0.7433 1.0005 0.000 0.4404 0.05442 0.04133 -0.0725 0.7021 1.0005 0.250 0.4637 0.05689 0.04359 -0.0721 0.6722 1.0005 0.500 0.4850 0.05927 0.04577 -0.0717 0.6481 1.0005 0.750 0.4993 0.06210 0.04847 -0.0721 0.6286 1.0005 1.000 0.5104 0.06534 0.05158 -0.0729 0.6148 1.0005 1.250 0.5341 0.06796 0.05404 -0.0735 0.6039 1.0005 1.500 0.5366 0.07202 0.05802 -0.0749 0.5973 1.0005 1.750 0.5411 0.07579 0.06170 -0.0758 0.5912 1.0005 2.000 0.5616 0.07869 0.06447 -0.0764 0.5832 1.0005 2.250 0.5671 0.08252 0.06818 -0.0772 0.5796 1.0005 2.500 0.5671 0.08666 0.07224 -0.0780 0.5792 1.0005 2.750 0.5727 0.09077 0.07626 -0.0791 0.5810 1.0005 3.000 0.5413 0.09558 0.08103 -0.0786 0.5926 1.0005 3.250 0.5466 0.09978 0.08515 -0.0798 0.5992 1.0005 3.500 0.5322 0.10403 0.08936 -0.0804 0.6143 1.0005 3.750 0.5468 0.10855 0.09379 -0.0826 0.6237 1.0005 4.000 0.5240 0.11335 0.09862 -0.0848 0.6707 1.0005 4.250 0.3087 0.10639 0.09191 -0.0623 0.9995 1.0005 4.500 0.3215 0.10937 0.09478 -0.0634 0.9995 1.0005 4.750 0.3342 0.11236 0.09768 -0.0646 0.9995 1.0005 5.000 0.3469 0.11538 0.10059 -0.0658 0.9995 1.0005