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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1000 0.06041 0.04743 -0.0244 0.9984 0.5640 -2.750 0.1144 0.06206 0.04923 -0.0241 0.9984 0.5859 -2.500 0.1281 0.06370 0.05109 -0.0237 0.9984 0.6133 -2.250 0.1412 0.06537 0.05296 -0.0232 0.9984 0.6417 -2.000 0.1537 0.06703 0.05485 -0.0224 0.9984 0.6718 -1.750 0.1639 0.06856 0.05672 -0.0210 0.9984 0.7121 -1.500 0.1718 0.06995 0.05845 -0.0189 0.9984 0.7626 -1.250 0.1761 0.07104 0.05988 -0.0162 0.9984 0.8336 -1.000 0.1652 0.07071 0.05979 -0.0127 0.9984 1.0016 -0.750 0.1812 0.07286 0.06177 -0.0138 0.9984 1.0016 -0.500 0.1971 0.07507 0.06381 -0.0150 0.9984 1.0016 -0.250 0.2128 0.07735 0.06589 -0.0163 0.9984 1.0016 0.000 0.2284 0.07970 0.06803 -0.0177 0.9984 1.0016 0.250 0.2438 0.08211 0.07023 -0.0192 0.9984 1.0016 0.500 0.2588 0.08458 0.07249 -0.0206 0.9984 1.0016 0.750 0.2735 0.08711 0.07483 -0.0221 0.9984 1.0016 1.000 0.2877 0.08970 0.07724 -0.0236 0.9984 1.0016 1.250 0.3016 0.09235 0.07972 -0.0251 0.9984 1.0016 1.500 0.3151 0.09507 0.08229 -0.0266 0.9984 1.0016 1.750 0.3281 0.09785 0.08494 -0.0281 0.9984 1.0016 2.000 0.3408 0.10070 0.08769 -0.0296 0.9984 1.0016 2.250 0.3532 0.10361 0.09052 -0.0311 0.9984 1.0016 2.500 0.3652 0.10661 0.09345 -0.0326 0.9984 1.0016 2.750 0.3768 0.10968 0.09647 -0.0342 0.9984 1.0016 3.000 0.3882 0.11283 0.09957 -0.0358 0.9984 1.0016 3.250 0.3992 0.11606 0.10278 -0.0374 0.9984 1.0016 3.500 0.4099 0.11937 0.10607 -0.0391 0.9984 1.0016 3.750 0.4381 0.12410 0.11081 -0.0449 0.9854 1.0016 4.000 0.4688 0.12913 0.11585 -0.0512 0.9618 1.0016 4.250 0.5106 0.13645 0.12316 -0.0593 0.9310 1.0016 4.500 0.5285 0.14000 0.12674 -0.0623 0.9076 1.0016 4.750 0.5495 0.14428 0.13103 -0.0656 0.8831 1.0016 5.000 0.5633 0.14691 0.13368 -0.0673 0.8570 1.0016