XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: nabac                                           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.035 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.0554   0.03850   0.02445   0.0127  0.2153  0.1157
   0.250   0.0904   0.03846   0.02464   0.0124  0.2209  0.1180
   0.500   0.1248   0.03901   0.02542   0.0120  0.2269  0.1234
   1.500   0.3083   0.04304   0.03242  -0.0010  0.2622  1.0001
   1.750   0.3453   0.04400   0.03367  -0.0028  0.2801  1.0001
   2.000   0.3724   0.04678   0.03614  -0.0030  0.2899  1.0001
   2.250   0.4101   0.04840   0.03799  -0.0059  0.3145  1.0001
   2.500   0.4451   0.05107   0.04074  -0.0088  0.3408  1.0001
   2.750   0.5095   0.05538   0.04613  -0.0273  0.4289  1.0001
   3.250   0.2641   0.07210   0.06455  -0.0516  0.9145  1.0001
   3.500   0.1628   0.06930   0.06182  -0.0294  0.9999  1.0001
   3.750   0.1755   0.07167   0.06396  -0.0297  0.9999  1.0001
   4.000   0.1882   0.07407   0.06613  -0.0301  0.9999  1.0001
   4.250   0.2007   0.07650   0.06834  -0.0304  0.9999  1.0001
   4.500   0.2131   0.07897   0.07058  -0.0308  0.9999  1.0001
   4.750   0.2254   0.08147   0.07286  -0.0312  0.9999  1.0001
   5.000   0.2377   0.08401   0.07517  -0.0317  0.9999  1.0001