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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0194 0.08700 0.06063 -0.0028 0.9981 1.0019 -2.750 0.0341 0.08814 0.06153 -0.0030 0.9981 1.0019 -2.500 0.0487 0.08939 0.06258 -0.0033 0.9981 1.0019 -2.250 0.0630 0.09078 0.06382 -0.0037 0.9981 1.0019 -2.000 0.0768 0.09233 0.06524 -0.0043 0.9981 1.0019 -1.750 0.0897 0.09407 0.06691 -0.0050 0.9981 1.0019 -1.500 0.1013 0.09605 0.06886 -0.0059 0.9981 1.0019 -1.250 0.1110 0.09833 0.07115 -0.0071 0.9981 1.0019 -1.000 0.1182 0.10101 0.07384 -0.0085 0.9981 1.0019 -0.750 0.1228 0.10406 0.07688 -0.0102 0.9981 1.0019 -0.500 0.1263 0.10733 0.08009 -0.0121 0.9981 1.0019 -0.250 0.1303 0.11060 0.08322 -0.0140 0.9981 1.0019 0.000 0.1359 0.11372 0.08617 -0.0159 0.9981 1.0019 0.250 0.1429 0.11673 0.08897 -0.0178 0.9981 1.0019 0.500 0.1511 0.11963 0.09165 -0.0196 0.9981 1.0019 0.750 0.1603 0.12245 0.09424 -0.0213 0.9981 1.0019 1.000 0.1702 0.12522 0.09677 -0.0231 0.9981 1.0019 1.250 0.1807 0.12794 0.09926 -0.0248 0.9981 1.0019 1.500 0.1918 0.13063 0.10172 -0.0265 0.9981 1.0019 1.750 0.2032 0.13330 0.10415 -0.0282 0.9981 1.0019 2.000 0.2149 0.13595 0.10657 -0.0299 0.9981 1.0019 2.250 0.2269 0.13859 0.10899 -0.0315 0.9981 1.0019 2.500 0.2392 0.14123 0.11140 -0.0332 0.9981 1.0019 2.750 0.2516 0.14386 0.11381 -0.0349 0.9981 1.0019 3.000 0.2643 0.14648 0.11622 -0.0366 0.9981 1.0019 3.250 0.2771 0.14911 0.11863 -0.0382 0.9981 1.0019 3.500 0.2899 0.15173 0.12106 -0.0399 0.9981 1.0019 3.750 0.3029 0.15436 0.12349 -0.0416 0.9981 1.0019 4.000 0.3160 0.15701 0.12595 -0.0433 0.9981 1.0019 4.250 0.3291 0.15968 0.12844 -0.0450 0.9981 1.0019 4.500 0.3423 0.16236 0.13094 -0.0467 0.9981 1.0019 4.750 0.3555 0.16504 0.13346 -0.0484 0.9981 1.0019 5.000 0.3688 0.16773 0.13599 -0.0501 0.9981 1.0019