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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0693 0.07305 0.05713 -0.0193 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0731 0.07057 0.05496 -0.0189 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0792 0.06806 0.05278 -0.0182 0.9998 1.0002 -2.250 -0.0867 0.06555 0.05056 -0.0175 0.9998 1.0002 -2.000 -0.0863 0.06326 0.04830 -0.0193 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0602 0.06181 0.04614 -0.0272 0.9998 1.0002 -1.500 -0.0153 0.06178 0.04456 -0.0367 0.9998 1.0002 -1.250 0.0213 0.06252 0.04377 -0.0418 0.9998 1.0002 -1.000 0.0477 0.06355 0.04365 -0.0440 0.9998 1.0002 -0.750 0.0674 0.06483 0.04403 -0.0450 0.9998 1.0002 -0.500 0.0820 0.06638 0.04483 -0.0454 0.9998 1.0002 -0.250 0.0933 0.06816 0.04592 -0.0455 0.9998 1.0002 0.000 0.1030 0.07006 0.04717 -0.0456 0.9998 1.0002 0.250 0.1127 0.07200 0.04844 -0.0456 0.9998 1.0002 0.500 0.1230 0.07393 0.04975 -0.0457 0.9998 1.0002 0.750 0.1338 0.07585 0.05108 -0.0459 0.9998 1.0002 1.000 0.1453 0.07776 0.05243 -0.0462 0.9998 1.0002 1.250 0.1572 0.07967 0.05381 -0.0465 0.9998 1.0002 1.500 0.1694 0.08159 0.05523 -0.0468 0.9998 1.0002 1.750 0.1819 0.08353 0.05669 -0.0472 0.9998 1.0002 2.000 0.1947 0.08549 0.05821 -0.0477 0.9998 1.0002 2.250 0.2077 0.08748 0.05978 -0.0482 0.9998 1.0002 2.500 0.2207 0.08949 0.06139 -0.0487 0.9998 1.0002 2.750 0.2339 0.09152 0.06306 -0.0492 0.9998 1.0002 3.000 0.2471 0.09358 0.06477 -0.0498 0.9998 1.0002 3.250 0.2604 0.09567 0.06653 -0.0504 0.9998 1.0002 3.500 0.2736 0.09778 0.06833 -0.0510 0.9998 1.0002 3.750 0.2869 0.09992 0.07019 -0.0517 0.9998 1.0002 4.000 0.3002 0.10209 0.07210 -0.0523 0.9998 1.0002 4.250 0.3134 0.10429 0.07405 -0.0530 0.9998 1.0002 4.500 0.3266 0.10652 0.07605 -0.0538 0.9998 1.0002 4.750 0.3398 0.10877 0.07809 -0.0545 0.9998 1.0002 5.000 0.3529 0.11105 0.08018 -0.0553 0.9998 1.0002