XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 02 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2643 0.06591 0.05302 -0.0097 0.9998 0.5198 -2.750 -0.2247 0.06337 0.05024 -0.0154 0.9998 0.5193 -2.500 -0.1833 0.06112 0.04776 -0.0210 0.9998 0.5217 -2.250 -0.1465 0.05907 0.04560 -0.0245 0.9998 0.5274 -2.000 -0.1079 0.05732 0.04371 -0.0283 0.9998 0.5366 -1.750 -0.0671 0.05582 0.04206 -0.0326 0.9998 0.5504 -1.500 -0.0317 0.05440 0.04068 -0.0349 0.9998 0.5697 -1.250 0.0026 0.05310 0.03957 -0.0369 0.9998 0.5975 -1.000 0.0329 0.05178 0.03872 -0.0376 0.9998 0.6389 -0.750 0.0582 0.05028 0.03806 -0.0368 0.9998 0.7094 -0.500 0.0741 0.04802 0.03684 -0.0357 0.9998 1.0002 -0.250 0.1336 0.04974 0.03704 -0.0466 0.9998 1.0002 0.000 0.1549 0.05200 0.03851 -0.0489 0.9998 1.0002 0.250 0.1572 0.05519 0.04125 -0.0494 0.9998 1.0002 0.500 0.1604 0.05833 0.04388 -0.0499 0.9998 1.0002 0.750 0.1676 0.06113 0.04614 -0.0504 0.9998 1.0002 1.000 0.1767 0.06373 0.04823 -0.0510 0.9998 1.0002 1.250 0.1870 0.06622 0.05025 -0.0516 0.9998 1.0002 1.500 0.1981 0.06865 0.05226 -0.0522 0.9998 1.0002 1.750 0.2097 0.07105 0.05426 -0.0529 0.9998 1.0002 2.000 0.2218 0.07343 0.05630 -0.0536 0.9998 1.0002 2.250 0.2341 0.07581 0.05835 -0.0544 0.9998 1.0002 2.500 0.2467 0.07818 0.06044 -0.0552 0.9998 1.0002 2.750 0.2594 0.08057 0.06255 -0.0559 0.9998 1.0002 3.000 0.2722 0.08298 0.06471 -0.0567 0.9998 1.0002 3.250 0.2851 0.08540 0.06690 -0.0575 0.9998 1.0002 3.500 0.2980 0.08784 0.06912 -0.0583 0.9998 1.0002 3.750 0.3109 0.09030 0.07140 -0.0591 0.9998 1.0002 4.000 0.3239 0.09279 0.07370 -0.0600 0.9998 1.0002 4.250 0.3368 0.09530 0.07605 -0.0608 0.9998 1.0002 4.500 0.3497 0.09783 0.07843 -0.0616 0.9998 1.0002 4.750 0.3625 0.10039 0.08085 -0.0625 0.9998 1.0002 5.000 0.3753 0.10297 0.08331 -0.0634 0.9998 1.0002