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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3328 0.07355 0.05894 0.0309 0.9998 0.7330 -2.750 -0.3129 0.07058 0.05601 0.0279 0.9998 0.7396 -2.500 -0.2847 0.06775 0.05324 0.0249 0.9998 0.7529 -2.250 -0.2560 0.06509 0.05064 0.0214 0.9998 0.7698 -2.000 -0.2215 0.06257 0.04823 0.0176 0.9998 0.7971 -1.750 -0.1771 0.06017 0.04601 0.0123 0.9998 0.8443 -1.500 -0.0609 0.05686 0.04306 -0.0099 0.9998 1.0002 -1.250 -0.0514 0.05451 0.04072 -0.0137 0.9998 1.0002 -1.000 0.0111 0.05364 0.03872 -0.0301 0.9998 1.0002 -0.750 0.0753 0.05436 0.03753 -0.0414 0.9998 1.0002 -0.500 0.1135 0.05518 0.03702 -0.0444 0.9998 1.0002 -0.250 0.1414 0.05607 0.03702 -0.0453 0.9998 1.0002 0.000 0.1637 0.05716 0.03754 -0.0456 0.9998 1.0002 0.250 0.1807 0.05863 0.03867 -0.0459 0.9998 1.0002 0.500 0.1908 0.06072 0.04051 -0.0462 0.9998 1.0002 0.750 0.1948 0.06339 0.04294 -0.0463 0.9998 1.0002 1.000 0.1981 0.06619 0.04544 -0.0466 0.9998 1.0002 1.250 0.2036 0.06887 0.04779 -0.0470 0.9998 1.0002 1.500 0.2112 0.07145 0.05003 -0.0476 0.9998 1.0002 1.750 0.2200 0.07395 0.05221 -0.0483 0.9998 1.0002 2.000 0.2298 0.07640 0.05436 -0.0490 0.9998 1.0002 2.250 0.2402 0.07883 0.05649 -0.0497 0.9998 1.0002 2.500 0.2510 0.08124 0.05863 -0.0504 0.9998 1.0002 2.750 0.2623 0.08364 0.06077 -0.0512 0.9998 1.0002 3.000 0.2738 0.08605 0.06292 -0.0520 0.9998 1.0002 3.250 0.2856 0.08846 0.06510 -0.0527 0.9998 1.0002 3.500 0.2976 0.09088 0.06731 -0.0535 0.9998 1.0002 3.750 0.3097 0.09332 0.06955 -0.0544 0.9998 1.0002 4.000 0.3219 0.09578 0.07182 -0.0552 0.9998 1.0002 4.250 0.3342 0.09826 0.07412 -0.0560 0.9998 1.0002 4.500 0.3466 0.10076 0.07645 -0.0569 0.9998 1.0002 4.750 0.3590 0.10327 0.07881 -0.0577 0.9998 1.0002 5.000 0.3714 0.10580 0.08121 -0.0586 0.9998 1.0002