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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0778 0.06002 0.04753 -0.0139 0.9984 0.7550 -2.750 0.0881 0.06135 0.04902 -0.0123 0.9984 0.7899 -2.500 0.0965 0.06253 0.05039 -0.0105 0.9984 0.8436 -2.250 0.0982 0.06319 0.05122 -0.0085 0.9984 0.9459 -2.000 0.1038 0.06416 0.05218 -0.0078 0.9984 1.0016 -1.750 0.1194 0.06600 0.05389 -0.0084 0.9984 1.0016 -1.500 0.1351 0.06791 0.05565 -0.0092 0.9984 1.0016 -1.250 0.1507 0.06989 0.05745 -0.0100 0.9984 1.0016 -1.000 0.1664 0.07193 0.05931 -0.0110 0.9984 1.0016 -0.750 0.1820 0.07403 0.06123 -0.0120 0.9984 1.0016 -0.500 0.1975 0.07619 0.06319 -0.0132 0.9984 1.0016 -0.250 0.2128 0.07843 0.06521 -0.0144 0.9984 1.0016 0.000 0.2280 0.08072 0.06728 -0.0157 0.9984 1.0016 0.250 0.2429 0.08308 0.06943 -0.0171 0.9984 1.0016 0.500 0.2576 0.08549 0.07164 -0.0185 0.9984 1.0016 0.750 0.2719 0.08797 0.07392 -0.0199 0.9984 1.0016 1.000 0.2859 0.09051 0.07628 -0.0213 0.9984 1.0016 1.250 0.2995 0.09310 0.07871 -0.0227 0.9984 1.0016 1.500 0.3127 0.09576 0.08123 -0.0241 0.9984 1.0016 1.750 0.3257 0.09848 0.08383 -0.0255 0.9984 1.0016 2.000 0.3382 0.10126 0.08652 -0.0270 0.9984 1.0016 2.250 0.3505 0.10412 0.08929 -0.0284 0.9984 1.0016 2.500 0.3624 0.10704 0.09215 -0.0299 0.9984 1.0016 2.750 0.3741 0.11003 0.09509 -0.0315 0.9984 1.0016 3.000 0.3854 0.11309 0.09812 -0.0330 0.9984 1.0016 3.250 0.3965 0.11623 0.10123 -0.0346 0.9984 1.0016 3.500 0.4073 0.11944 0.10442 -0.0362 0.9984 1.0016 3.750 0.4179 0.12272 0.10770 -0.0379 0.9984 1.0016 4.000 0.4283 0.12607 0.11105 -0.0397 0.9984 1.0016 4.250 0.4385 0.12949 0.11447 -0.0415 0.9984 1.0016 4.500 0.4486 0.13296 0.11795 -0.0433 0.9984 1.0016 4.750 0.4588 0.13647 0.12148 -0.0452 0.9984 1.0016 5.000 0.4732 0.14028 0.12532 -0.0482 0.9950 1.0016