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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.4896 0.05448 0.04228 -0.0558 0.5966 1.0019 -2.750 0.5030 0.05714 0.04467 -0.0549 0.5641 1.0019 -2.500 0.5181 0.05988 0.04715 -0.0546 0.5416 1.0019 -2.250 0.5366 0.06248 0.04948 -0.0547 0.5252 1.0019 -2.000 0.5395 0.06645 0.05337 -0.0546 0.5125 1.0019 -1.750 0.5490 0.07010 0.05684 -0.0548 0.5034 1.0019 -1.500 0.5271 0.07616 0.06293 -0.0540 0.4982 1.0019 -1.250 0.5124 0.08166 0.06838 -0.0537 0.4948 1.0019 -1.000 0.4944 0.08727 0.07392 -0.0532 0.4937 1.0019 -0.750 0.4785 0.09299 0.07955 -0.0535 0.4941 1.0019 -0.500 0.4672 0.09834 0.08480 -0.0541 0.4955 1.0019 -0.250 0.4609 0.10328 0.08963 -0.0550 0.4974 1.0019 0.000 0.4592 0.10790 0.09412 -0.0560 0.4998 1.0019 0.250 0.4618 0.11231 0.09840 -0.0571 0.5023 1.0019 0.500 0.4697 0.11658 0.10252 -0.0585 0.5049 1.0019 1.000 0.4565 0.12622 0.11200 -0.0615 0.5267 1.0019 1.250 0.4294 0.13169 0.11752 -0.0639 0.5662 1.0019 2.250 0.3581 0.14764 0.13350 -0.0718 0.8179 1.0019 2.500 0.3646 0.14917 0.13488 -0.0718 0.8112 1.0019 2.750 0.3806 0.15204 0.13760 -0.0732 0.8003 1.0019 3.000 0.4074 0.15797 0.14335 -0.0765 0.7939 1.0019 3.250 0.4079 0.15755 0.14282 -0.0753 0.7832 1.0019 3.500 0.4329 0.16270 0.14784 -0.0782 0.7744 1.0019 3.750 0.4408 0.16442 0.14942 -0.0784 0.7675 1.0019 4.000 0.4549 0.16689 0.15178 -0.0795 0.7567 1.0019 4.250 0.4839 0.17391 0.15866 -0.0830 0.7502 1.0019 4.500 0.4813 0.17242 0.15708 -0.0816 0.7417 1.0019 4.750 0.5002 0.17628 0.16084 -0.0834 0.7326 1.0019 5.000 0.5216 0.18177 0.16620 -0.0858 0.7273 1.0019