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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0629 0.04788 0.03979 -0.0630 0.8452 0.2759 -2.750 -0.0511 0.04669 0.03861 -0.0613 0.7903 0.2727 -2.500 -0.0003 0.04454 0.03610 -0.0667 0.7719 0.2681 -2.250 0.0544 0.04253 0.03365 -0.0724 0.7632 0.2640 -2.000 0.1059 0.04101 0.03163 -0.0772 0.7611 0.2607 -1.750 0.1531 0.03999 0.03020 -0.0813 0.7639 0.2593 -1.500 0.1985 0.03921 0.02912 -0.0852 0.7678 0.2604 -1.000 0.2831 0.03859 0.02811 -0.0925 0.7772 0.2723 -0.750 0.3218 0.03869 0.02813 -0.0958 0.7812 0.2831 -0.500 0.3587 0.03902 0.02848 -0.0991 0.7851 0.2994 -0.250 0.3957 0.03947 0.02909 -0.1027 0.7899 0.3239 0.000 0.4064 0.04225 0.03212 -0.1038 0.7974 0.3502 0.500 0.3992 0.04749 0.03943 -0.1010 0.8216 1.0002 0.750 0.3863 0.05250 0.04419 -0.0993 0.8387 1.0002 1.000 0.3733 0.05725 0.04871 -0.0973 0.8584 1.0002 1.250 0.3355 0.06184 0.05345 -0.0918 0.8841 1.0002 1.500 0.3221 0.06586 0.05723 -0.0890 0.9120 1.0002 1.750 0.2670 0.06898 0.06067 -0.0792 0.9593 0.9429 2.000 0.2366 0.07194 0.06337 -0.0711 0.9998 0.6499 2.250 0.2294 0.07179 0.06312 -0.0673 0.9998 1.0002 2.500 0.2471 0.07398 0.06470 -0.0674 0.9998 1.0002 2.750 0.2635 0.07621 0.06642 -0.0677 0.9998 1.0002 3.000 0.2791 0.07849 0.06830 -0.0681 0.9998 1.0002 3.250 0.2941 0.08081 0.07031 -0.0687 0.9998 1.0002 3.500 0.3088 0.08318 0.07244 -0.0694 0.9998 1.0002 3.750 0.3233 0.08559 0.07465 -0.0701 0.9998 1.0002 4.000 0.3375 0.08805 0.07693 -0.0708 0.9998 1.0002 4.250 0.3515 0.09055 0.07928 -0.0716 0.9998 1.0002 4.500 0.3654 0.09310 0.08169 -0.0724 0.9998 1.0002 4.750 0.3790 0.09568 0.08416 -0.0732 0.9998 1.0002 5.000 0.3925 0.09831 0.08669 -0.0740 0.9998 1.0002