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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0466 0.05456 0.04030 -0.0132 0.9995 1.0005 -2.750 -0.0699 0.05267 0.03844 -0.0113 0.9995 1.0005 -2.500 -0.0611 0.05118 0.03600 -0.0169 0.9995 1.0005 -2.250 -0.0286 0.05129 0.03460 -0.0222 0.9995 1.0005 -2.000 -0.0027 0.05183 0.03411 -0.0238 0.9995 1.0005 -1.750 0.0201 0.05246 0.03399 -0.0243 0.9995 1.0005 -1.500 0.0416 0.05317 0.03410 -0.0245 0.9995 1.0005 -1.250 0.0622 0.05395 0.03441 -0.0246 0.9995 1.0005 -1.000 0.0821 0.05481 0.03490 -0.0247 0.9995 1.0005 -0.750 0.1014 0.05577 0.03557 -0.0248 0.9995 1.0005 -0.500 0.1199 0.05685 0.03643 -0.0249 0.9995 1.0005 -0.250 0.1374 0.05811 0.03754 -0.0252 0.9995 1.0005 0.000 0.1532 0.05961 0.03898 -0.0257 0.9995 1.0005 0.250 0.1663 0.06151 0.04089 -0.0265 0.9995 1.0005 0.500 0.1745 0.06409 0.04354 -0.0279 0.9995 1.0005 0.750 0.1764 0.06752 0.04701 -0.0301 0.9995 1.0005 1.000 0.1769 0.07125 0.05069 -0.0324 0.9995 1.0005 1.250 0.1802 0.07476 0.05407 -0.0346 0.9995 1.0005 1.500 0.1861 0.07803 0.05719 -0.0365 0.9995 1.0005 1.750 0.1937 0.08113 0.06012 -0.0383 0.9995 1.0005 2.000 0.2024 0.08413 0.06294 -0.0399 0.9995 1.0005 2.250 0.2119 0.08706 0.06569 -0.0414 0.9995 1.0005 2.500 0.2220 0.08994 0.06840 -0.0429 0.9995 1.0005 2.750 0.2325 0.09280 0.07108 -0.0443 0.9995 1.0005 3.000 0.2434 0.09565 0.07376 -0.0457 0.9995 1.0005 3.250 0.2546 0.09850 0.07644 -0.0470 0.9995 1.0005 3.500 0.2660 0.10134 0.07911 -0.0483 0.9995 1.0005 3.750 0.2776 0.10418 0.08180 -0.0496 0.9995 1.0005 4.000 0.2893 0.10702 0.08449 -0.0509 0.9995 1.0005 4.250 0.3012 0.10987 0.08719 -0.0522 0.9995 1.0005 4.500 0.3132 0.11273 0.08990 -0.0534 0.9995 1.0005 4.750 0.3252 0.11559 0.09263 -0.0547 0.9995 1.0005 5.000 0.3373 0.11846 0.09537 -0.0560 0.9995 1.0005