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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0658 0.07714 0.05006 0.0001 0.9984 1.0016 -2.750 0.0786 0.07825 0.05088 0.0005 0.9984 1.0016 -2.500 0.0915 0.07943 0.05175 0.0007 0.9984 1.0016 -2.250 0.1046 0.08069 0.05270 0.0008 0.9984 1.0016 -2.000 0.1179 0.08201 0.05372 0.0008 0.9984 1.0016 -1.750 0.1312 0.08341 0.05481 0.0006 0.9984 1.0016 -1.500 0.1446 0.08487 0.05597 0.0004 0.9984 1.0016 -1.250 0.1581 0.08641 0.05719 0.0000 0.9984 1.0016 -1.000 0.1716 0.08803 0.05851 -0.0005 0.9984 1.0016 -0.750 0.1852 0.08971 0.05991 -0.0010 0.9984 1.0016 -0.500 0.1987 0.09146 0.06139 -0.0016 0.9984 1.0016 -0.250 0.2122 0.09327 0.06296 -0.0023 0.9984 1.0016 0.000 0.2256 0.09515 0.06458 -0.0031 0.9984 1.0016 0.250 0.2388 0.09708 0.06631 -0.0039 0.9984 1.0016 0.500 0.2520 0.09908 0.06811 -0.0048 0.9984 1.0016 0.750 0.2650 0.10114 0.07000 -0.0057 0.9984 1.0016 1.000 0.2779 0.10325 0.07195 -0.0066 0.9984 1.0016 1.250 0.2906 0.10542 0.07398 -0.0076 0.9984 1.0016 1.500 0.3032 0.10764 0.07608 -0.0087 0.9984 1.0016 1.750 0.3156 0.10992 0.07825 -0.0098 0.9984 1.0016 2.000 0.3278 0.11225 0.08050 -0.0109 0.9984 1.0016 2.250 0.3399 0.11464 0.08281 -0.0121 0.9984 1.0016 2.500 0.3518 0.11707 0.08519 -0.0133 0.9984 1.0016 2.750 0.3636 0.11955 0.08763 -0.0146 0.9984 1.0016 3.000 0.3752 0.12208 0.09013 -0.0159 0.9984 1.0016 3.250 0.3866 0.12466 0.09269 -0.0173 0.9984 1.0016 3.500 0.3978 0.12729 0.09531 -0.0187 0.9984 1.0016 3.750 0.4090 0.12996 0.09799 -0.0201 0.9984 1.0016 4.000 0.4200 0.13267 0.10072 -0.0216 0.9984 1.0016 4.250 0.4308 0.13543 0.10350 -0.0232 0.9984 1.0016 4.500 0.4416 0.13823 0.10636 -0.0248 0.9984 1.0016 4.750 0.4522 0.14107 0.10923 -0.0264 0.9984 1.0016 5.000 0.4627 0.14395 0.11215 -0.0281 0.9984 1.0016