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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0540 0.06756 0.04772 -0.0010 0.9984 1.0016 -2.750 0.0678 0.06888 0.04882 -0.0008 0.9984 1.0016 -2.500 0.0818 0.07027 0.04997 -0.0008 0.9984 1.0016 -2.250 0.0959 0.07173 0.05120 -0.0009 0.9984 1.0016 -2.000 0.1101 0.07325 0.05248 -0.0012 0.9984 1.0016 -1.750 0.1245 0.07485 0.05383 -0.0016 0.9984 1.0016 -1.500 0.1389 0.07651 0.05523 -0.0021 0.9984 1.0016 -1.250 0.1533 0.07824 0.05669 -0.0027 0.9984 1.0016 -1.000 0.1677 0.08004 0.05821 -0.0034 0.9984 1.0016 -0.750 0.1820 0.08190 0.05981 -0.0042 0.9984 1.0016 -0.500 0.1963 0.08382 0.06147 -0.0051 0.9984 1.0016 -0.250 0.2105 0.08580 0.06321 -0.0061 0.9984 1.0016 0.000 0.2245 0.08785 0.06501 -0.0071 0.9984 1.0016 0.250 0.2383 0.08995 0.06690 -0.0081 0.9984 1.0016 0.500 0.2520 0.09213 0.06887 -0.0092 0.9984 1.0016 0.750 0.2655 0.09436 0.07093 -0.0103 0.9984 1.0016 1.000 0.2787 0.09666 0.07306 -0.0115 0.9984 1.0016 1.250 0.2918 0.09901 0.07527 -0.0127 0.9984 1.0016 1.500 0.3046 0.10142 0.07755 -0.0139 0.9984 1.0016 1.750 0.3172 0.10388 0.07991 -0.0151 0.9984 1.0016 2.000 0.3296 0.10640 0.08234 -0.0164 0.9984 1.0016 2.250 0.3417 0.10897 0.08484 -0.0177 0.9984 1.0016 2.500 0.3537 0.11161 0.08742 -0.0191 0.9984 1.0016 2.750 0.3654 0.11429 0.09006 -0.0204 0.9984 1.0016 3.000 0.3769 0.11703 0.09277 -0.0219 0.9984 1.0016 3.250 0.3882 0.11982 0.09554 -0.0233 0.9984 1.0016 3.500 0.3994 0.12267 0.09838 -0.0248 0.9984 1.0016 3.750 0.4103 0.12557 0.10128 -0.0264 0.9984 1.0016 4.000 0.4211 0.12852 0.10424 -0.0280 0.9984 1.0016 4.250 0.4317 0.13151 0.10725 -0.0297 0.9984 1.0016 4.500 0.4422 0.13456 0.11034 -0.0313 0.9984 1.0016 4.750 0.4526 0.13765 0.11345 -0.0331 0.9984 1.0016 5.000 0.4629 0.14078 0.11661 -0.0349 0.9984 1.0016