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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1457 0.05640 0.04720 -0.0443 0.9860 0.3836 -2.750 -0.0925 0.05409 0.04455 -0.0517 0.9744 0.3807 -2.500 -0.0393 0.05209 0.04217 -0.0588 0.9583 0.3807 -2.250 0.0085 0.05047 0.04020 -0.0645 0.9394 0.3826 -2.000 0.0502 0.04935 0.03872 -0.0690 0.9187 0.3854 -1.500 0.1158 0.04822 0.03733 -0.0745 0.8741 0.3985 -1.250 0.1520 0.04833 0.03714 -0.0782 0.8601 0.4117 -1.000 0.1798 0.04861 0.03744 -0.0802 0.8495 0.4284 -0.750 0.2162 0.04863 0.03753 -0.0835 0.8432 0.4571 -0.500 0.2424 0.04897 0.03822 -0.0851 0.8379 0.4996 -0.250 0.2627 0.04847 0.03900 -0.0846 0.8348 0.6167 0.000 0.2810 0.04932 0.03964 -0.0849 0.8335 1.0002 0.250 0.3071 0.05184 0.04108 -0.0867 0.8359 1.0002 0.500 0.3288 0.05445 0.04288 -0.0880 0.8403 1.0002 0.750 0.3383 0.05741 0.04535 -0.0880 0.8461 1.0002 1.000 0.3417 0.06050 0.04806 -0.0873 0.8534 1.0002 1.250 0.3580 0.06339 0.05052 -0.0885 0.8599 1.0002 1.500 0.3480 0.06646 0.05341 -0.0859 0.8693 1.0002 1.750 0.3608 0.06942 0.05604 -0.0866 0.8770 1.0002 2.000 0.3502 0.07224 0.05872 -0.0838 0.8892 1.0002 2.250 0.3459 0.07504 0.06134 -0.0819 0.9030 1.0002 2.500 0.3383 0.07777 0.06392 -0.0794 0.9216 1.0002 2.750 0.3317 0.08060 0.06658 -0.0769 0.9452 1.0002 3.000 0.2871 0.08144 0.06744 -0.0668 0.9875 1.0002 3.250 0.2815 0.08298 0.06880 -0.0634 0.9998 1.0002 3.500 0.2960 0.08528 0.07088 -0.0641 0.9998 1.0002 3.750 0.3103 0.08763 0.07302 -0.0649 0.9998 1.0002 4.000 0.3244 0.09002 0.07523 -0.0656 0.9998 1.0002 4.250 0.3384 0.09245 0.07749 -0.0664 0.9998 1.0002 4.500 0.3522 0.09491 0.07980 -0.0672 0.9998 1.0002 4.750 0.3658 0.09742 0.08218 -0.0680 0.9998 1.0002 5.000 0.3793 0.09996 0.08460 -0.0688 0.9998 1.0002