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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.2322 0.05696 0.04436 -0.0499 0.9237 0.2460 -2.750 0.2918 0.05756 0.04541 -0.0567 0.9092 0.4144 -2.500 0.3124 0.05875 0.04665 -0.0570 0.8921 0.4469 -2.250 0.3463 0.05994 0.04810 -0.0593 0.8773 0.4897 -2.000 0.3928 0.06078 0.04932 -0.0631 0.8629 0.5525 -1.750 0.4042 0.06221 0.05102 -0.0617 0.8476 0.5888 -1.500 0.4350 0.06320 0.05236 -0.0625 0.8342 0.6482 -1.250 0.4537 0.06416 0.05373 -0.0611 0.8204 0.7012 -1.000 0.4636 0.06544 0.05532 -0.0584 0.8078 0.7481 -0.750 0.4821 0.06596 0.05623 -0.0559 0.7958 0.8065 -0.500 0.4811 0.06725 0.05783 -0.0517 0.7837 0.8669 -0.250 0.5214 0.06771 0.05824 -0.0551 0.7691 1.0016 0.000 0.5232 0.07068 0.06106 -0.0553 0.7564 1.0016 0.250 0.5770 0.07191 0.06194 -0.0612 0.7409 1.0016 0.500 0.5805 0.07468 0.06460 -0.0607 0.7274 1.0016 0.750 0.6070 0.07680 0.06654 -0.0626 0.7142 1.0016 1.000 0.6506 0.07787 0.06743 -0.0655 0.6980 1.0016 1.250 0.6374 0.08153 0.07108 -0.0631 0.6850 1.0016 1.500 0.6674 0.08327 0.07272 -0.0644 0.6691 1.0016 1.750 0.7102 0.08398 0.07333 -0.0661 0.6500 1.0016 2.000 0.7068 0.08716 0.07651 -0.0645 0.6335 1.0016 2.250 0.7118 0.09008 0.07942 -0.0635 0.6165 1.0016 2.500 0.7347 0.09155 0.08086 -0.0630 0.5944 1.0016 2.750 0.7571 0.09306 0.08237 -0.0624 0.5727 1.0016 3.000 0.7804 0.09428 0.08358 -0.0614 0.5495 1.0016 3.250 0.8045 0.09550 0.08480 -0.0605 0.5274 1.0016 3.500 0.8309 0.09640 0.08570 -0.0594 0.5054 1.0016 3.750 0.8690 0.09613 0.08547 -0.0583 0.4845 1.0016 4.000 0.8349 0.10351 0.09286 -0.0574 0.4697 1.0016 4.500 0.8537 0.10935 0.09875 -0.0556 0.4358 1.0016 4.750 0.8296 0.11647 0.10590 -0.0563 0.4271 1.0016 5.000 0.8525 0.11895 0.10839 -0.0560 0.4158 1.0016