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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.5178 0.03947 0.02815 -0.0431 0.4531 1.0019 -2.750 0.5397 0.03997 0.02835 -0.0435 0.4301 1.0019 -2.500 0.5657 0.04059 0.02863 -0.0442 0.4118 1.0019 -2.250 0.5927 0.04130 0.02900 -0.0449 0.3975 1.0019 -2.000 0.6202 0.04198 0.02929 -0.0453 0.3870 1.0019 -1.750 0.6477 0.04290 0.02990 -0.0458 0.3787 1.0019 -1.500 0.6773 0.04383 0.03046 -0.0465 0.3732 1.0019 -1.250 0.7047 0.04554 0.03210 -0.0475 0.3687 1.0019 -1.000 0.7315 0.04729 0.03376 -0.0484 0.3650 1.0019 -0.750 0.7580 0.04911 0.03550 -0.0491 0.3622 1.0019 -0.500 0.7837 0.05108 0.03740 -0.0498 0.3601 1.0019 -0.250 0.8077 0.05332 0.03960 -0.0504 0.3585 1.0019 0.000 0.8266 0.05621 0.04256 -0.0508 0.3577 1.0019 0.250 0.8299 0.06083 0.04744 -0.0504 0.3582 1.0019 0.500 0.7153 0.07787 0.06540 -0.0465 0.3668 1.0019 0.750 0.6712 0.08750 0.07513 -0.0462 0.3722 1.0019 1.250 0.5502 0.11339 0.10128 -0.0540 0.3994 1.0019 1.500 0.5580 0.11848 0.10627 -0.0559 0.4068 1.0019 1.750 0.5138 0.12800 0.11589 -0.0599 0.4355 1.0019 2.750 0.4778 0.15496 0.14292 -0.0772 0.6164 1.0019 3.000 0.4735 0.15596 0.14383 -0.0765 0.6145 1.0019 3.250 0.4725 0.15696 0.14475 -0.0761 0.6093 1.0019 3.500 0.4836 0.15959 0.14728 -0.0768 0.6033 1.0019 3.750 0.5028 0.16357 0.15115 -0.0784 0.5985 1.0019 4.000 0.5306 0.16977 0.15723 -0.0809 0.5951 1.0019 4.250 0.5279 0.17036 0.15774 -0.0806 0.5923 1.0019 4.500 0.5293 0.17116 0.15845 -0.0805 0.5866 1.0019 4.750 0.5414 0.17388 0.16109 -0.0815 0.5815 1.0019 5.000 0.5578 0.17755 0.16468 -0.0829 0.5778 1.0019