XFOIL Version 6.94 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 = 0.025 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.000 -0.0525 0.02957 0.01573 -0.0195 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0523 0.02776 0.01358 -0.0067 1.0000 1.0000 0.000 -0.0297 0.02698 0.01220 0.0037 1.0000 1.0000 1.000 0.0316 0.02767 0.01234 0.0080 1.0000 1.0000 2.000 0.0993 0.02950 0.01399 0.0100 1.0000 1.0000 3.000 0.1555 0.03320 0.01785 0.0101 1.0000 1.0000 4.000 0.2311 0.04155 0.02660 -0.0014 0.9772 1.0000 5.000 0.4821 0.05064 0.03685 -0.0337 0.7732 1.0000 6.000 0.6231 0.05604 0.04320 -0.0379 0.6455 1.0000 7.000 0.6900 0.06551 0.05330 -0.0352 0.5590 1.0000 7.100 0.6813 0.06760 0.05535 -0.0351 0.5566 1.0000 7.300 0.6905 0.07024 0.05809 -0.0350 0.5451 1.0000 7.400 0.6815 0.07232 0.06014 -0.0349 0.5432 1.0000 7.500 0.6771 0.07412 0.06193 -0.0349 0.5400 1.0000 7.600 0.6914 0.07490 0.06282 -0.0347 0.5308 1.0000 7.700 0.6835 0.07695 0.06484 -0.0348 0.5294 1.0000 7.800 0.6775 0.07890 0.06677 -0.0349 0.5281 1.0000 7.900 0.6732 0.08083 0.06869 -0.0352 0.5273 1.0000 8.000 0.6694 0.08277 0.07063 -0.0355 0.5273 1.0000 8.100 0.6660 0.08468 0.07254 -0.0359 0.5274 1.0000 8.200 0.6630 0.08655 0.07442 -0.0362 0.5273 1.0000 8.300 0.6603 0.08839 0.07625 -0.0366 0.5272 1.0000 8.400 0.6578 0.09018 0.07806 -0.0369 0.5268 1.0000 8.500 0.6557 0.09195 0.07983 -0.0372 0.5264 1.0000 8.600 0.6537 0.09371 0.08161 -0.0375 0.5262 1.0000 8.700 0.6517 0.09552 0.08343 -0.0379 0.5269 1.0000 8.800 0.6507 0.09741 0.08533 -0.0385 0.5286 1.0000 8.900 0.6528 0.09943 0.08738 -0.0393 0.5310 1.0000 9.000 0.6570 0.10148 0.08949 -0.0402 0.5327 1.0000