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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1990 0.05988 0.04854 -0.0332 0.9998 0.3865 -2.750 -0.1617 0.05771 0.04611 -0.0368 0.9998 0.3815 -2.500 -0.1235 0.05584 0.04394 -0.0404 0.9998 0.3790 -2.250 -0.0851 0.05426 0.04207 -0.0437 0.9998 0.3787 -2.000 -0.0472 0.05294 0.04046 -0.0466 0.9998 0.3801 -1.750 -0.0100 0.05185 0.03910 -0.0492 0.9998 0.3827 -1.500 0.0260 0.05095 0.03799 -0.0514 0.9998 0.3865 -1.250 0.0584 0.05009 0.03718 -0.0528 0.9998 0.3939 -1.000 0.0899 0.04963 0.03675 -0.0542 0.9998 0.4058 -0.750 0.1175 0.04953 0.03687 -0.0554 0.9998 0.4206 -0.500 0.1344 0.05065 0.03826 -0.0564 0.9998 0.4365 -0.250 0.2084 0.05037 0.03883 -0.0685 0.9591 0.5042 0.000 0.2507 0.04777 0.03779 -0.0723 0.9059 1.0002 0.250 0.3010 0.04885 0.03739 -0.0775 0.8681 1.0002 0.500 0.3428 0.04999 0.03749 -0.0808 0.8436 1.0002 0.750 0.3773 0.05133 0.03814 -0.0835 0.8252 1.0002 1.000 0.4072 0.05284 0.03918 -0.0858 0.8097 1.0002 1.250 0.4338 0.05454 0.04049 -0.0876 0.7964 1.0002 1.500 0.4644 0.05613 0.04173 -0.0899 0.7849 1.0002 1.750 0.4964 0.05776 0.04306 -0.0925 0.7752 1.0002 2.000 0.5179 0.06018 0.04526 -0.0941 0.7699 1.0002 2.250 0.5276 0.06340 0.04832 -0.0946 0.7678 1.0002 2.500 0.5366 0.06673 0.05151 -0.0952 0.7672 1.0002 2.750 0.5442 0.07013 0.05479 -0.0955 0.7672 1.0002 3.000 0.5512 0.07355 0.05810 -0.0958 0.7676 1.0002 3.250 0.5579 0.07699 0.06143 -0.0961 0.7685 1.0002 3.500 0.5657 0.08045 0.06479 -0.0966 0.7703 1.0002 3.750 0.5589 0.08440 0.06869 -0.0956 0.7767 1.0002 4.000 0.5537 0.08836 0.07260 -0.0949 0.7866 1.0002 4.250 0.5420 0.09222 0.07643 -0.0934 0.7995 1.0002 4.500 0.5395 0.09596 0.08013 -0.0930 0.8123 1.0002 4.750 0.5440 0.09984 0.08394 -0.0936 0.8251 1.0002 5.000 0.5192 0.10315 0.08726 -0.0901 0.8512 1.0002