XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: bbl1 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0469 0.06155 0.04640 -0.0033 0.9984 1.0016 -2.750 0.0616 0.06303 0.04773 -0.0033 0.9984 1.0016 -2.500 0.0764 0.06458 0.04910 -0.0035 0.9984 1.0016 -2.250 0.0913 0.06619 0.05054 -0.0038 0.9984 1.0016 -2.000 0.1063 0.06787 0.05204 -0.0042 0.9984 1.0016 -1.750 0.1213 0.06961 0.05359 -0.0047 0.9984 1.0016 -1.500 0.1365 0.07142 0.05519 -0.0054 0.9984 1.0016 -1.250 0.1516 0.07329 0.05684 -0.0062 0.9984 1.0016 -1.000 0.1667 0.07523 0.05855 -0.0070 0.9984 1.0016 -0.750 0.1818 0.07722 0.06031 -0.0080 0.9984 1.0016 -0.500 0.1967 0.07928 0.06214 -0.0090 0.9984 1.0016 -0.250 0.2115 0.08141 0.06402 -0.0101 0.9984 1.0016 0.000 0.2261 0.08359 0.06597 -0.0113 0.9984 1.0016 0.250 0.2404 0.08584 0.06800 -0.0125 0.9984 1.0016 0.500 0.2546 0.08815 0.07010 -0.0138 0.9984 1.0016 0.750 0.2684 0.09051 0.07228 -0.0150 0.9984 1.0016 1.000 0.2820 0.09294 0.07453 -0.0163 0.9984 1.0016 1.250 0.2953 0.09542 0.07687 -0.0176 0.9984 1.0016 1.500 0.3083 0.09796 0.07928 -0.0189 0.9984 1.0016 1.750 0.3211 0.10055 0.08176 -0.0203 0.9984 1.0016 2.000 0.3335 0.10321 0.08433 -0.0216 0.9984 1.0016 2.250 0.3457 0.10593 0.08697 -0.0230 0.9984 1.0016 2.500 0.3576 0.10871 0.08969 -0.0245 0.9984 1.0016 2.750 0.3693 0.11155 0.09248 -0.0259 0.9984 1.0016 3.000 0.3807 0.11444 0.09535 -0.0274 0.9984 1.0016 3.250 0.3918 0.11741 0.09829 -0.0289 0.9984 1.0016 3.500 0.4028 0.12043 0.10130 -0.0305 0.9984 1.0016 3.750 0.4135 0.12351 0.10438 -0.0321 0.9984 1.0016 4.000 0.4241 0.12666 0.10753 -0.0338 0.9984 1.0016 4.250 0.4345 0.12985 0.11074 -0.0355 0.9984 1.0016 4.500 0.4448 0.13310 0.11402 -0.0373 0.9984 1.0016 4.750 0.4550 0.13639 0.11733 -0.0391 0.9984 1.0016 5.000 0.4652 0.13973 0.12069 -0.0409 0.9984 1.0016