XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: bbl2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0093 0.07148 0.05722 -0.0051 0.9981 1.0019 -2.750 0.0258 0.07316 0.05883 -0.0063 0.9981 1.0019 -2.500 0.0368 0.07562 0.06136 -0.0080 0.9981 1.0019 -2.250 0.0322 0.08013 0.06613 -0.0108 0.9981 1.0019 -2.000 0.2118 0.09234 0.07759 -0.0467 0.8125 1.0019 -1.750 0.2304 0.09620 0.08120 -0.0494 0.7881 1.0019 -1.500 0.2536 0.10025 0.08495 -0.0525 0.7704 1.0019 -1.250 0.2539 0.10345 0.08799 -0.0526 0.7638 1.0019 -1.000 0.2642 0.10697 0.09130 -0.0540 0.7571 1.0019 -0.750 0.2845 0.11098 0.09503 -0.0565 0.7490 1.0019 -0.500 0.2901 0.11437 0.09823 -0.0574 0.7488 1.0019 -0.250 0.2995 0.11803 0.10169 -0.0588 0.7502 1.0019 0.000 0.2857 0.12040 0.10398 -0.0576 0.7671 1.0019 0.250 0.2805 0.12340 0.10686 -0.0578 0.7889 1.0019 0.500 0.2498 0.12528 0.10873 -0.0553 0.8541 1.0019 1.000 0.1542 0.12200 0.10541 -0.0366 0.9981 1.0019 1.250 0.1679 0.12484 0.10804 -0.0382 0.9981 1.0019 1.500 0.1816 0.12768 0.11067 -0.0398 0.9981 1.0019 1.750 0.1954 0.13052 0.11330 -0.0415 0.9981 1.0019 2.000 0.2093 0.13336 0.11595 -0.0431 0.9981 1.0019 2.250 0.2233 0.13621 0.11860 -0.0447 0.9981 1.0019 2.500 0.2372 0.13906 0.12126 -0.0463 0.9981 1.0019 2.750 0.2512 0.14191 0.12393 -0.0479 0.9981 1.0019 3.000 0.2652 0.14476 0.12661 -0.0496 0.9981 1.0019 3.250 0.2792 0.14762 0.12930 -0.0512 0.9981 1.0019 3.500 0.2932 0.15048 0.13200 -0.0528 0.9981 1.0019 3.750 0.3072 0.15335 0.13471 -0.0544 0.9981 1.0019 4.000 0.3212 0.15622 0.13744 -0.0561 0.9981 1.0019 4.250 0.3352 0.15910 0.14018 -0.0577 0.9981 1.0019 4.500 0.3492 0.16199 0.14292 -0.0594 0.9981 1.0019 4.750 0.3631 0.16488 0.14568 -0.0610 0.9981 1.0019 5.000 0.3770 0.16777 0.14846 -0.0627 0.9981 1.0019