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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0118 0.07759 0.05838 -0.0036 0.9981 1.0019 -2.750 0.0283 0.07888 0.05950 -0.0042 0.9981 1.0019 -2.500 0.0441 0.08038 0.06088 -0.0050 0.9981 1.0019 -2.250 0.0583 0.08216 0.06261 -0.0059 0.9981 1.0019 -2.000 0.0695 0.08439 0.06488 -0.0072 0.9981 1.0019 -1.750 0.0748 0.08743 0.06802 -0.0090 0.9981 1.0019 -1.500 0.0732 0.09143 0.07211 -0.0113 0.9981 1.0019 -1.250 0.0722 0.09549 0.07612 -0.0138 0.9981 1.0019 -1.000 0.0753 0.09911 0.07961 -0.0160 0.9981 1.0019 -0.750 0.0815 0.10243 0.08274 -0.0180 0.9981 1.0019 -0.500 0.0896 0.10555 0.08565 -0.0199 0.9981 1.0019 -0.250 0.0990 0.10855 0.08843 -0.0218 0.9981 1.0019 0.000 0.1093 0.11147 0.09112 -0.0236 0.9981 1.0019 0.250 0.1203 0.11434 0.09376 -0.0253 0.9981 1.0019 0.500 0.1318 0.11717 0.09636 -0.0270 0.9981 1.0019 0.750 0.1438 0.11997 0.09893 -0.0287 0.9981 1.0019 1.000 0.1561 0.12276 0.10148 -0.0304 0.9981 1.0019 1.250 0.1687 0.12553 0.10402 -0.0321 0.9981 1.0019 1.500 0.1815 0.12829 0.10656 -0.0338 0.9981 1.0019 1.750 0.1945 0.13105 0.10909 -0.0354 0.9981 1.0019 2.000 0.2076 0.13380 0.11163 -0.0371 0.9981 1.0019 2.250 0.2209 0.13656 0.11417 -0.0387 0.9981 1.0019 2.500 0.2343 0.13931 0.11672 -0.0403 0.9981 1.0019 2.750 0.2478 0.14207 0.11928 -0.0420 0.9981 1.0019 3.000 0.2613 0.14483 0.12184 -0.0436 0.9981 1.0019 3.250 0.2749 0.14759 0.12442 -0.0453 0.9981 1.0019 3.500 0.2885 0.15035 0.12700 -0.0469 0.9981 1.0019 3.750 0.3022 0.15313 0.12961 -0.0486 0.9981 1.0019 4.000 0.3159 0.15591 0.13221 -0.0502 0.9981 1.0019 4.250 0.3296 0.15869 0.13484 -0.0519 0.9981 1.0019 4.500 0.3433 0.16148 0.13747 -0.0536 0.9981 1.0019 4.750 0.3571 0.16427 0.14012 -0.0553 0.9981 1.0019 5.000 0.3708 0.16708 0.14278 -0.0569 0.9981 1.0019