XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 03 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 -0.2349 0.06264 0.05249 -0.0156 0.9998 0.5205 -2.750 -0.1955 0.06036 0.05001 -0.0217 0.9998 0.5212 -2.500 -0.1605 0.05841 0.04799 -0.0258 0.9998 0.5250 -2.250 -0.1263 0.05688 0.04639 -0.0297 0.9998 0.5310 -2.000 -0.0929 0.05586 0.04527 -0.0337 0.9998 0.5401 -1.750 -0.0634 0.05544 0.04478 -0.0374 0.9998 0.5513 -1.500 -0.0445 0.05571 0.04509 -0.0391 0.9998 0.5641 -1.250 -0.0288 0.05670 0.04598 -0.0410 0.9998 0.5783 -1.000 -0.0157 0.05766 0.04694 -0.0420 0.9998 0.5972 -0.750 0.0169 0.05782 0.04734 -0.0457 0.9895 0.6381 -0.500 0.0421 0.05765 0.04777 -0.0472 0.9809 0.7050 0.000 0.0972 0.05922 0.04861 -0.0566 0.9708 1.0002 0.250 0.1280 0.06154 0.04961 -0.0605 0.9703 1.0002 0.500 0.1474 0.06367 0.05071 -0.0615 0.9717 1.0002 0.750 0.1622 0.06576 0.05198 -0.0615 0.9747 1.0002 1.000 0.1744 0.06782 0.05337 -0.0611 0.9784 1.0002 1.250 0.1789 0.06950 0.05457 -0.0596 0.9835 1.0002 1.500 0.1872 0.07142 0.05599 -0.0587 0.9887 1.0002 1.750 0.1908 0.07309 0.05728 -0.0570 0.9952 1.0002 2.000 0.1989 0.07498 0.05877 -0.0561 0.9998 1.0002 2.250 0.2138 0.07705 0.06044 -0.0567 0.9998 1.0002 2.500 0.2286 0.07915 0.06219 -0.0573 0.9998 1.0002 2.750 0.2433 0.08130 0.06401 -0.0579 0.9998 1.0002 3.000 0.2578 0.08347 0.06590 -0.0586 0.9998 1.0002 3.250 0.2722 0.08569 0.06784 -0.0592 0.9998 1.0002 3.500 0.2865 0.08794 0.06985 -0.0599 0.9998 1.0002 3.750 0.3006 0.09023 0.07192 -0.0607 0.9998 1.0002 4.000 0.3146 0.09256 0.07404 -0.0614 0.9998 1.0002 4.250 0.3285 0.09492 0.07622 -0.0621 0.9998 1.0002 4.500 0.3422 0.09732 0.07845 -0.0629 0.9998 1.0002 4.750 0.3558 0.09975 0.08073 -0.0637 0.9998 1.0002 5.000 0.3693 0.10222 0.08307 -0.0645 0.9998 1.0002