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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0739 0.06099 0.04077 -0.0190 0.9995 1.0005 -2.750 -0.0567 0.06072 0.03937 -0.0213 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0365 0.06089 0.03848 -0.0226 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0165 0.06126 0.03795 -0.0232 0.9995 1.0005 -2.000 0.0031 0.06175 0.03767 -0.0235 0.9995 1.0005 -1.750 0.0223 0.06233 0.03760 -0.0235 0.9995 1.0005 -1.500 0.0413 0.06299 0.03768 -0.0235 0.9995 1.0005 -1.250 0.0600 0.06373 0.03794 -0.0234 0.9995 1.0005 -1.000 0.0784 0.06455 0.03834 -0.0233 0.9995 1.0005 -0.750 0.0964 0.06546 0.03890 -0.0233 0.9995 1.0005 -0.500 0.1140 0.06647 0.03962 -0.0233 0.9995 1.0005 -0.250 0.1311 0.06760 0.04051 -0.0234 0.9995 1.0005 0.000 0.1473 0.06886 0.04160 -0.0235 0.9995 1.0005 0.250 0.1626 0.07029 0.04292 -0.0239 0.9995 1.0005 0.500 0.1765 0.07194 0.04450 -0.0244 0.9995 1.0005 0.750 0.1886 0.07388 0.04641 -0.0251 0.9995 1.0005 1.000 0.1983 0.07618 0.04870 -0.0261 0.9995 1.0005 1.250 0.2053 0.07888 0.05137 -0.0275 0.9995 1.0005 1.500 0.2105 0.08188 0.05430 -0.0291 0.9995 1.0005 1.750 0.2153 0.08501 0.05731 -0.0308 0.9995 1.0005 2.000 0.2208 0.08811 0.06025 -0.0325 0.9995 1.0005 2.250 0.2274 0.09115 0.06311 -0.0341 0.9995 1.0005 2.500 0.2352 0.09413 0.06591 -0.0357 0.9995 1.0005 2.750 0.2437 0.09706 0.06865 -0.0373 0.9995 1.0005 3.000 0.2528 0.09994 0.07134 -0.0387 0.9995 1.0005 3.250 0.2625 0.10279 0.07400 -0.0402 0.9995 1.0005 3.500 0.2725 0.10561 0.07665 -0.0416 0.9995 1.0005 3.750 0.2830 0.10842 0.07928 -0.0430 0.9995 1.0005 4.000 0.2937 0.11121 0.08189 -0.0444 0.9995 1.0005 4.250 0.3046 0.11400 0.08451 -0.0457 0.9995 1.0005 4.500 0.3157 0.11678 0.08712 -0.0471 0.9995 1.0005 4.750 0.3270 0.11956 0.08975 -0.0484 0.9995 1.0005 5.000 0.3385 0.12234 0.09237 -0.0498 0.9995 1.0005