XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: wouaibair2                                      
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.010 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0973   0.07333   0.05717   0.0360  0.9976  0.9350
  -2.500   0.0024   0.07485   0.05942   0.0264  0.9976  0.9977
  -2.000   0.0203   0.07133   0.05652   0.0288  0.9976  1.0024
  -1.500   0.0563   0.06909   0.05488   0.0271  0.9976  1.0024
  -1.000   0.1207   0.06865   0.05523   0.0198  0.9976  1.0024
  -0.500   0.2010   0.06968   0.05741   0.0083  0.9976  1.0024
   0.000   0.2198   0.07799   0.06666  -0.0011  0.9976  1.0024
   0.500   0.2991   0.08931   0.07741  -0.0270  0.9219  1.0024
   1.000   0.3893   0.09534   0.08262  -0.0443  0.8397  1.0024
   1.500   0.4390   0.10180   0.08841  -0.0524  0.8007  1.0024
   2.000   0.4737   0.10971   0.09578  -0.0583  0.7859  1.0024
   2.500   0.4864   0.11742   0.10309  -0.0607  0.7800  1.0024
   3.000   0.5026   0.12529   0.11058  -0.0637  0.7775  1.0024
   3.500   0.5183   0.13414   0.11909  -0.0672  0.7870  1.0024
   4.000   0.5085   0.14169   0.12638  -0.0673  0.8148  1.0024
   4.500   0.5020   0.14934   0.13378  -0.0678  0.8541  1.0024