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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1221 0.04581 0.03511 -0.0259 0.9995 0.4588 -2.750 -0.0945 0.04481 0.03401 -0.0265 0.9995 0.4790 -2.500 -0.0663 0.04393 0.03313 -0.0270 0.9995 0.5044 -2.250 -0.0370 0.04317 0.03240 -0.0278 0.9995 0.5355 -2.000 -0.0107 0.04231 0.03193 -0.0275 0.9995 0.5813 -1.750 0.0129 0.04112 0.03153 -0.0260 0.9995 0.6636 -1.500 0.0428 0.03928 0.02995 -0.0275 0.9995 1.0005 -1.250 0.0744 0.04021 0.02986 -0.0293 0.9995 1.0005 -1.000 0.0975 0.04120 0.03049 -0.0296 0.9995 1.0005 -0.500 0.3978 0.04263 0.03098 -0.0599 0.7095 1.0005 -0.250 0.4178 0.04449 0.03257 -0.0576 0.6542 1.0005 0.000 0.4412 0.04586 0.03370 -0.0564 0.6166 1.0005 0.250 0.4663 0.04704 0.03466 -0.0556 0.5883 1.0005 0.500 0.4921 0.04857 0.03600 -0.0557 0.5675 1.0005 0.750 0.5176 0.05041 0.03768 -0.0564 0.5513 1.0005 1.000 0.5447 0.05121 0.03823 -0.0550 0.5382 1.0005 1.250 0.5668 0.05425 0.04124 -0.0575 0.5241 1.0005 1.500 0.5913 0.05620 0.04304 -0.0579 0.5138 1.0005 1.750 0.6086 0.06019 0.04702 -0.0609 0.5061 1.0005 2.000 0.6272 0.06367 0.05044 -0.0627 0.5016 1.0005 2.250 0.6507 0.06609 0.05275 -0.0630 0.4971 1.0005 2.500 0.6542 0.07181 0.05848 -0.0666 0.4957 1.0005 2.750 0.6550 0.07724 0.06390 -0.0694 0.4952 1.0005 3.000 0.6558 0.08234 0.06897 -0.0715 0.4955 1.0005 3.250 0.6594 0.08711 0.07369 -0.0731 0.4968 1.0005 3.500 0.6158 0.09468 0.08128 -0.0751 0.5102 1.0005 3.750 0.6266 0.09919 0.08573 -0.0767 0.5165 1.0005 4.000 0.6019 0.10531 0.09182 -0.0785 0.5357 1.0005 4.250 0.5687 0.11160 0.09815 -0.0811 0.5737 1.0005