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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0498 0.04891 0.04033 -0.0655 0.8866 0.3020 -2.750 -0.0266 0.04734 0.03867 -0.0659 0.8678 0.2983 -2.500 -0.0148 0.04638 0.03766 -0.0642 0.8279 0.2950 -2.250 0.0208 0.04517 0.03613 -0.0670 0.7985 0.2906 -2.000 0.0715 0.04376 0.03420 -0.0721 0.7834 0.2874 -1.750 0.1241 0.04243 0.03240 -0.0771 0.7751 0.2870 -1.500 0.1739 0.04135 0.03098 -0.0816 0.7723 0.2914 -1.250 0.2193 0.04077 0.03012 -0.0856 0.7738 0.2993 -1.000 0.2606 0.04051 0.02969 -0.0891 0.7767 0.3089 -0.750 0.2984 0.04058 0.02974 -0.0924 0.7805 0.3226 -0.500 0.3346 0.04092 0.03015 -0.0956 0.7845 0.3422 -0.250 0.3695 0.04128 0.03081 -0.0988 0.7881 0.3822 0.250 0.3941 0.04337 0.03459 -0.0979 0.7970 1.0002 0.500 0.4100 0.04661 0.03714 -0.0987 0.8047 1.0002 0.750 0.4043 0.05104 0.04126 -0.0977 0.8166 1.0002 1.000 0.3985 0.05541 0.04537 -0.0967 0.8310 1.0002 1.250 0.3849 0.05986 0.04965 -0.0945 0.8484 1.0002 1.500 0.3647 0.06407 0.05377 -0.0913 0.8694 1.0002 1.750 0.3524 0.06791 0.05744 -0.0888 0.8927 1.0002 2.000 0.3211 0.07124 0.06078 -0.0831 0.9250 1.0002 2.500 0.2445 0.07450 0.06411 -0.0656 0.9998 1.0002 2.750 0.2604 0.07672 0.06590 -0.0660 0.9998 1.0002 3.000 0.2757 0.07898 0.06782 -0.0666 0.9998 1.0002 3.250 0.2906 0.08129 0.06985 -0.0672 0.9998 1.0002 3.500 0.3052 0.08364 0.07197 -0.0679 0.9998 1.0002 3.750 0.3196 0.08604 0.07416 -0.0686 0.9998 1.0002 4.000 0.3338 0.08848 0.07643 -0.0694 0.9998 1.0002 4.250 0.3478 0.09096 0.07876 -0.0701 0.9998 1.0002 4.500 0.3616 0.09348 0.08114 -0.0709 0.9998 1.0002 4.750 0.3753 0.09605 0.08359 -0.0717 0.9998 1.0002 5.000 0.3888 0.09865 0.08608 -0.0725 0.9998 1.0002