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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1007 0.05960 0.04652 -0.0283 0.9947 0.2597 -2.750 0.1581 0.06087 0.04834 -0.0361 0.9770 0.4175 -2.500 0.1997 0.06251 0.04999 -0.0406 0.9601 0.4510 -2.250 0.2389 0.06406 0.05173 -0.0446 0.9434 0.4910 -2.000 0.2786 0.06569 0.05363 -0.0484 0.9280 0.5350 -1.750 0.3096 0.06711 0.05543 -0.0505 0.9128 0.5869 -1.500 0.3291 0.06853 0.05718 -0.0505 0.8990 0.6301 -1.250 0.3694 0.06983 0.05902 -0.0524 0.8847 0.7071 -1.000 0.3677 0.07106 0.06058 -0.0488 0.8730 0.7480 -0.750 0.3909 0.07170 0.06175 -0.0465 0.8606 0.8458 -0.500 0.3776 0.07267 0.06298 -0.0421 0.8520 0.9800 -0.250 0.4213 0.07484 0.06479 -0.0479 0.8359 1.0016 0.000 0.4352 0.07711 0.06686 -0.0493 0.8244 1.0016 0.250 0.4683 0.07962 0.06907 -0.0532 0.8114 1.0016 0.500 0.4839 0.08200 0.07128 -0.0545 0.7994 1.0016 0.750 0.5076 0.08450 0.07359 -0.0565 0.7856 1.0016 1.000 0.5176 0.08727 0.07626 -0.0571 0.7774 1.0016 1.250 0.5447 0.08983 0.07868 -0.0594 0.7618 1.0016 1.500 0.5833 0.09210 0.08079 -0.0624 0.7414 1.0016 1.750 0.5746 0.09533 0.08403 -0.0610 0.7359 1.0016 2.000 0.6034 0.09774 0.08636 -0.0627 0.7155 1.0016 2.250 0.6290 0.10003 0.08860 -0.0638 0.6936 1.0016 2.500 0.6228 0.10346 0.09206 -0.0628 0.6849 1.0016 2.750 0.6723 0.10464 0.09315 -0.0646 0.6486 1.0016 3.000 0.6902 0.10700 0.09549 -0.0644 0.6254 1.0016 3.250 0.7059 0.10937 0.09787 -0.0639 0.6015 1.0016 3.500 0.7226 0.11183 0.10035 -0.0635 0.5780 1.0016 3.750 0.7406 0.11429 0.10281 -0.0630 0.5548 1.0016 4.000 0.7614 0.11668 0.10520 -0.0626 0.5322 1.0016 4.250 0.7399 0.12243 0.11101 -0.0627 0.5279 1.0016 4.500 0.7308 0.12752 0.11613 -0.0632 0.5237 1.0016 4.750 0.7489 0.13062 0.11922 -0.0633 0.5051 1.0016 5.000 0.7419 0.13580 0.12444 -0.0643 0.5041 1.0016