XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 03 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0602 0.05140 0.04230 -0.0636 0.9293 0.3332 -2.750 -0.0251 0.04960 0.04022 -0.0663 0.9171 0.3289 -2.500 0.0085 0.04794 0.03834 -0.0686 0.8980 0.3260 -2.250 0.0347 0.04683 0.03703 -0.0695 0.8730 0.3250 -1.750 0.0944 0.04575 0.03539 -0.0735 0.8201 0.3289 -1.500 0.1381 0.04501 0.03434 -0.0776 0.8078 0.3346 -1.250 0.1798 0.04441 0.03357 -0.0811 0.7995 0.3433 -1.000 0.2237 0.04403 0.03291 -0.0850 0.7950 0.3553 -0.750 0.2627 0.04386 0.03278 -0.0883 0.7944 0.3750 -0.500 0.2966 0.04421 0.03329 -0.0912 0.7963 0.4053 -0.250 0.3253 0.04464 0.03432 -0.0935 0.7994 0.4622 0.000 0.3338 0.04410 0.03540 -0.0912 0.8031 1.0002 0.250 0.3675 0.04645 0.03660 -0.0939 0.8076 1.0002 0.500 0.3750 0.04976 0.03935 -0.0937 0.8130 1.0002 0.750 0.3846 0.05296 0.04206 -0.0939 0.8194 1.0002 1.000 0.4043 0.05583 0.04445 -0.0955 0.8255 1.0002 1.250 0.3901 0.05994 0.04841 -0.0930 0.8368 1.0002 1.500 0.3827 0.06372 0.05200 -0.0914 0.8503 1.0002 1.750 0.3723 0.06739 0.05552 -0.0892 0.8671 1.0002 2.000 0.3590 0.07086 0.05886 -0.0865 0.8873 1.0002 2.250 0.3505 0.07426 0.06210 -0.0843 0.9105 1.0002 2.500 0.3235 0.07697 0.06476 -0.0787 0.9433 1.0002 2.750 0.2566 0.07743 0.06538 -0.0642 0.9998 1.0002 3.000 0.2716 0.07968 0.06732 -0.0648 0.9998 1.0002 3.250 0.2864 0.08197 0.06935 -0.0655 0.9998 1.0002 3.500 0.3010 0.08430 0.07145 -0.0662 0.9998 1.0002 3.750 0.3153 0.08668 0.07363 -0.0669 0.9998 1.0002 4.000 0.3295 0.08910 0.07587 -0.0677 0.9998 1.0002 4.250 0.3435 0.09155 0.07817 -0.0684 0.9998 1.0002 4.500 0.3573 0.09405 0.08052 -0.0692 0.9998 1.0002 4.750 0.3710 0.09659 0.08293 -0.0700 0.9998 1.0002 5.000 0.3845 0.09916 0.08540 -0.0708 0.9998 1.0002