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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0801 0.07696 0.05686 -0.0165 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0839 0.07441 0.05460 -0.0157 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0897 0.07176 0.05226 -0.0147 0.9998 1.0002 -2.250 -0.0969 0.06903 0.04984 -0.0137 0.9998 1.0002 -2.000 -0.1001 0.06634 0.04729 -0.0141 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0809 0.06418 0.04466 -0.0200 0.9998 1.0002 -1.500 -0.0323 0.06341 0.04236 -0.0308 0.9998 1.0002 -1.250 0.0139 0.06363 0.04078 -0.0372 0.9998 1.0002 -1.000 0.0493 0.06404 0.03982 -0.0397 0.9998 1.0002 -0.750 0.0789 0.06451 0.03927 -0.0408 0.9998 1.0002 -0.500 0.1054 0.06505 0.03902 -0.0414 0.9998 1.0002 -0.250 0.1297 0.06569 0.03903 -0.0417 0.9998 1.0002 0.000 0.1522 0.06646 0.03933 -0.0420 0.9998 1.0002 0.250 0.1727 0.06741 0.03991 -0.0423 0.9998 1.0002 0.500 0.1910 0.06858 0.04081 -0.0425 0.9998 1.0002 0.750 0.2063 0.07006 0.04208 -0.0428 0.9998 1.0002 1.000 0.2180 0.07190 0.04372 -0.0431 0.9998 1.0002 1.250 0.2263 0.07410 0.04572 -0.0433 0.9998 1.0002 1.500 0.2326 0.07654 0.04791 -0.0435 0.9998 1.0002 1.750 0.2388 0.07905 0.05015 -0.0439 0.9998 1.0002 2.000 0.2458 0.08155 0.05235 -0.0443 0.9998 1.0002 2.250 0.2538 0.08401 0.05452 -0.0448 0.9998 1.0002 2.500 0.2626 0.08644 0.05668 -0.0454 0.9998 1.0002 2.750 0.2721 0.08887 0.05883 -0.0461 0.9998 1.0002 3.000 0.2821 0.09128 0.06099 -0.0468 0.9998 1.0002 3.250 0.2925 0.09370 0.06316 -0.0475 0.9998 1.0002 3.500 0.3032 0.09611 0.06534 -0.0482 0.9998 1.0002 3.750 0.3142 0.09853 0.06754 -0.0490 0.9998 1.0002 4.000 0.3254 0.10095 0.06976 -0.0498 0.9998 1.0002 4.250 0.3367 0.10338 0.07199 -0.0506 0.9998 1.0002 4.500 0.3482 0.10583 0.07426 -0.0515 0.9998 1.0002 4.750 0.3598 0.10828 0.07654 -0.0523 0.9998 1.0002 5.000 0.3716 0.11074 0.07885 -0.0532 0.9998 1.0002