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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0102 0.04427 0.03533 -0.0727 0.8664 0.2252 -2.750 -0.0014 0.04295 0.03403 -0.0693 0.8431 0.2190 -2.250 0.2082 0.03694 0.02410 -0.0965 0.5563 0.1952 -2.000 0.2803 0.03637 0.02281 -0.1052 0.5431 0.1955 -1.750 0.3344 0.03595 0.02208 -0.1102 0.5339 0.1978 -1.500 0.3943 0.03595 0.02171 -0.1162 0.5271 0.2006 -1.250 0.4321 0.03563 0.02131 -0.1176 0.5235 0.2035 -1.000 0.4696 0.03535 0.02105 -0.1191 0.5204 0.2085 -0.750 0.5060 0.03522 0.02101 -0.1206 0.5179 0.2181 -0.500 0.5418 0.03529 0.02120 -0.1221 0.5154 0.2359 -0.250 0.5771 0.03548 0.02170 -0.1237 0.5128 0.2783 0.000 0.6004 0.03353 0.02171 -0.1213 0.5111 1.0002 0.250 0.6319 0.03419 0.02190 -0.1214 0.5096 1.0002 0.500 0.6629 0.03494 0.02241 -0.1219 0.5093 1.0002 0.750 0.6939 0.03576 0.02308 -0.1227 0.5097 1.0002 1.000 0.7249 0.03666 0.02388 -0.1235 0.5107 1.0002 1.250 0.7555 0.03764 0.02480 -0.1244 0.5115 1.0002 1.500 0.7855 0.03856 0.02572 -0.1252 0.5121 1.0002 1.750 0.8148 0.03926 0.02646 -0.1258 0.5130 1.0002 2.000 0.8436 0.03979 0.02710 -0.1264 0.5150 1.0002 2.250 0.8723 0.04030 0.02774 -0.1270 0.5192 1.0002 2.500 0.9016 0.04129 0.02883 -0.1279 0.5233 1.0002 2.750 0.9311 0.04272 0.03030 -0.1289 0.5265 1.0002 3.000 0.9591 0.04294 0.03073 -0.1295 0.5310 1.0002 3.250 0.9854 0.04360 0.03163 -0.1302 0.5377 1.0002 3.500 1.0163 0.04521 0.03331 -0.1317 0.5443 1.0002 3.750 1.0392 0.04541 0.03393 -0.1323 0.5554 1.0002 4.000 1.0646 0.04664 0.03540 -0.1335 0.5643 1.0002 4.250 1.0772 0.04840 0.03761 -0.1338 0.5805 1.0002 4.500 1.0126 0.05683 0.04676 -0.1282 0.6193 1.0002