XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: BOEING BACXXX AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.010 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -2.000 -0.0799 0.04128 0.01865 -0.0165 1.0000 1.0000 -1.800 -0.0752 0.04095 0.01816 -0.0146 1.0000 1.0000 -1.600 -0.0703 0.04065 0.01770 -0.0126 1.0000 1.0000 -1.400 -0.0650 0.04038 0.01727 -0.0107 1.0000 1.0000 -1.200 -0.0592 0.04016 0.01688 -0.0088 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0528 0.03996 0.01652 -0.0070 1.0000 1.0000 -0.800 -0.0459 0.03981 0.01619 -0.0053 1.0000 1.0000 -0.600 -0.0383 0.03969 0.01591 -0.0036 1.0000 1.0000 -0.200 -0.0206 0.03958 0.01542 -0.0007 1.0000 1.0000 0.000 -0.0107 0.03959 0.01526 0.0006 1.0000 1.0000 0.200 -0.0001 0.03963 0.01515 0.0018 1.0000 1.0000 0.400 0.0111 0.03970 0.01502 0.0029 1.0000 1.0000 0.600 0.0227 0.03982 0.01501 0.0039 1.0000 1.0000 0.800 0.0346 0.03997 0.01505 0.0048 1.0000 1.0000 1.000 0.0469 0.04015 0.01515 0.0057 1.0000 1.0000 1.200 0.0593 0.04038 0.01530 0.0064 1.0000 1.0000 1.400 0.0719 0.04064 0.01550 0.0071 1.0000 1.0000 1.600 0.0845 0.04094 0.01576 0.0078 1.0000 1.0000 1.800 0.0971 0.04129 0.01609 0.0084 1.0000 1.0000 2.000 0.1096 0.04168 0.01647 0.0089 1.0000 1.0000 2.200 0.1220 0.04212 0.01693 0.0094 1.0000 1.0000 2.400 0.1342 0.04261 0.01745 0.0098 1.0000 1.0000 2.600 0.1460 0.04317 0.01805 0.0101 1.0000 1.0000 2.800 0.1575 0.04379 0.01873 0.0104 1.0000 1.0000 3.000 0.1686 0.04448 0.01948 0.0106 1.0000 1.0000 3.200 0.1791 0.04526 0.02032 0.0108 1.0000 1.0000 3.400 0.1890 0.04613 0.02127 0.0108 1.0000 1.0000 3.600 0.1982 0.04709 0.02232 0.0108 1.0000 1.0000 3.800 0.2067 0.04816 0.02348 0.0107 1.0000 1.0000 4.000 0.2146 0.04934 0.02474 0.0104 1.0000 1.0000 4.200 0.2219 0.05062 0.02612 0.0101 1.0000 1.0000 4.400 0.2288 0.05200 0.02759 0.0096 1.0000 1.0000 4.600 0.2354 0.05348 0.02916 0.0091 1.0000 1.0000 4.800 0.2417 0.05504 0.03080 0.0084 1.0000 1.0000 5.000 0.2478 0.05667 0.03255 0.0077 1.0000 1.0000 5.200 0.2539 0.05836 0.03433 0.0069 1.0000 1.0000 5.400 0.2600 0.06010 0.03616 0.0060 1.0000 1.0000 5.600 0.2661 0.06190 0.03805 0.0051 1.0000 1.0000 5.800 0.2723 0.06374 0.03998 0.0042 1.0000 1.0000 6.000 0.2785 0.06563 0.04197 0.0032 1.0000 1.0000 6.200 0.2848 0.06756 0.04404 0.0022 1.0000 1.0000 6.400 0.2911 0.06952 0.04610 0.0012 1.0000 1.0000 6.600 0.2975 0.07153 0.04821 0.0002 1.0000 1.0000 6.800 0.3039 0.07357 0.05035 -0.0008 1.0000 1.0000 7.000 0.3104 0.07565 0.05253 -0.0019 1.0000 1.0000 7.200 0.3169 0.07778 0.05476 -0.0029 1.0000 1.0000 7.400 0.3235 0.07993 0.05702 -0.0040 1.0000 1.0000 7.600 0.3301 0.08212 0.05931 -0.0051 1.0000 1.0000 7.800 0.3367 0.08434 0.06164 -0.0062 1.0000 1.0000 8.000 0.3433 0.08658 0.06399 -0.0073 1.0000 1.0000 8.200 0.3499 0.08886 0.06639 -0.0084 1.0000 1.0000 8.400 0.3565 0.09117 0.06881 -0.0094 1.0000 1.0000 8.600 0.3631 0.09352 0.07127 -0.0106 1.0000 1.0000 8.800 0.3696 0.09589 0.07389 -0.0117 1.0000 1.0000 9.000 0.3762 0.09829 0.07641 -0.0128 1.0000 1.0000 9.200 0.3828 0.10073 0.07896 -0.0139 1.0000 1.0000 9.400 0.3894 0.10319 0.08154 -0.0151 1.0000 1.0000 9.600 0.3960 0.10568 0.08414 -0.0162 1.0000 1.0000 9.800 0.4026 0.10819 0.08677 -0.0174 1.0000 1.0000 10.000 0.4092 0.11073 0.08942 -0.0186 1.0000 1.0000 10.200 0.4158 0.11328 0.09210 -0.0197 1.0000 1.0000 10.400 0.4224 0.11586 0.09479 -0.0209 1.0000 1.0000 10.600 0.4290 0.11846 0.09751 -0.0221 1.0000 1.0000 10.800 0.4356 0.12107 0.10024 -0.0233 1.0000 1.0000 11.000 0.4422 0.12371 0.10299 -0.0246 1.0000 1.0000 11.200 0.4489 0.12637 0.10577 -0.0258 1.0000 1.0000 11.400 0.4555 0.12905 0.10856 -0.0270 1.0000 1.0000 11.800 0.4690 0.13448 0.11445 -0.0296 1.0000 1.0000 12.000 0.4757 0.13723 0.11731 -0.0308 1.0000 1.0000 12.200 0.4824 0.13999 0.12017 -0.0321 1.0000 1.0000 12.400 0.4892 0.14277 0.12306 -0.0335 1.0000 1.0000 12.600 0.4960 0.14556 0.12596 -0.0348 1.0000 1.0000 12.800 0.5028 0.14838 0.12887 -0.0361 1.0000 1.0000 13.000 0.5097 0.15120 0.13180 -0.0375 1.0000 1.0000 13.200 0.5166 0.15404 0.13474 -0.0388 1.0000 1.0000 13.400 0.5235 0.15689 0.13769 -0.0402 1.0000 1.0000 13.600 0.5305 0.15976 0.14066 -0.0416 1.0000 1.0000 13.800 0.5375 0.16264 0.14364 -0.0430 1.0000 1.0000 14.000 0.5445 0.16554 0.14663 -0.0444 1.0000 1.0000 14.200 0.5516 0.16845 0.14964 -0.0458 1.0000 1.0000 14.400 0.5587 0.17138 0.15266 -0.0472 1.0000 1.0000 14.600 0.5658 0.17433 0.15570 -0.0487 1.0000 1.0000 14.800 0.5729 0.17729 0.15875 -0.0501 1.0000 1.0000 15.000 0.5800 0.18026 0.16181 -0.0516 1.0000 1.0000