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 =     0.022 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000   0.5183   0.04491   0.03309  -0.0485  0.5144  1.0019
  -2.750   0.5415   0.04620   0.03403  -0.0486  0.4891  1.0019
  -2.500   0.5630   0.04792   0.03552  -0.0490  0.4696  1.0019
  -2.250   0.5835   0.04983   0.03726  -0.0493  0.4545  1.0019
  -2.000   0.6097   0.05113   0.03826  -0.0498  0.4426  1.0019
  -1.750   0.6260   0.05367   0.04077  -0.0501  0.4316  1.0019
  -1.500   0.6482   0.05547   0.04237  -0.0504  0.4230  1.0019
  -1.250   0.6575   0.05881   0.04573  -0.0504  0.4157  1.0019
  -1.000   0.6834   0.06022   0.04690  -0.0506  0.4095  1.0019
  -0.750   0.6849   0.06460   0.05134  -0.0504  0.4062  1.0019
  -0.500   0.6720   0.07053   0.05738  -0.0498  0.4051  1.0019
  -0.250   0.6518   0.07716   0.06409  -0.0493  0.4057  1.0019
   0.000   0.6346   0.08362   0.07055  -0.0492  0.4072  1.0019
   0.500   0.5410   0.10332   0.09040  -0.0519  0.4214  1.0019
   0.750   0.5475   0.10810   0.09505  -0.0534  0.4249  1.0019
   1.000   0.5110   0.11623   0.10323  -0.0557  0.4381  1.0019
   1.250   0.5273   0.12068   0.10754  -0.0575  0.4438  1.0019
   1.500   0.4866   0.12838   0.11533  -0.0605  0.4714  1.0019
   1.750   0.4959   0.13585   0.12277  -0.0654  0.5071  1.0019