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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0610 0.04559 0.03847 -0.0635 0.8099 0.2453 -2.750 -0.0130 0.04410 0.03628 -0.0684 0.8012 0.2281 -2.500 0.0295 0.04198 0.03408 -0.0723 0.7975 0.2221 -2.250 0.0770 0.04040 0.03220 -0.0770 0.7977 0.2153 -2.000 0.1253 0.03926 0.03069 -0.0817 0.7999 0.2118 -1.750 0.1729 0.03840 0.02956 -0.0865 0.8026 0.2117 -1.500 0.2198 0.03775 0.02866 -0.0910 0.8061 0.2128 -1.250 0.2645 0.03756 0.02822 -0.0953 0.8101 0.2141 -1.000 0.3014 0.03824 0.02871 -0.0990 0.8155 0.2159 -0.750 0.3349 0.03923 0.02955 -0.1021 0.8195 0.2191 -0.500 0.3650 0.04043 0.03063 -0.1047 0.8212 0.2236 -0.250 0.3903 0.04199 0.03209 -0.1065 0.8217 0.2295 0.000 0.4106 0.04369 0.03387 -0.1079 0.8216 0.2397 0.250 0.4261 0.04584 0.03599 -0.1085 0.8204 0.2526 0.500 0.4423 0.04773 0.03803 -0.1091 0.8176 0.2732 1.000 0.4954 0.04761 0.03958 -0.1100 0.8079 1.0002 1.250 0.4970 0.05099 0.04264 -0.1086 0.8065 1.0002 1.500 0.4983 0.05424 0.04565 -0.1072 0.8045 1.0002 1.750 0.5034 0.05711 0.04829 -0.1062 0.8005 1.0002 2.000 0.5467 0.05787 0.04871 -0.1093 0.7892 1.0002 2.250 0.5453 0.06085 0.05157 -0.1073 0.7822 1.0002 2.500 0.5817 0.06179 0.05230 -0.1093 0.7685 1.0002 2.750 0.6338 0.06185 0.05216 -0.1129 0.7536 1.0002 3.000 0.6182 0.06573 0.05599 -0.1094 0.7456 1.0002 3.250 0.6576 0.06650 0.05663 -0.1112 0.7301 1.0002 3.500 0.7104 0.06626 0.05628 -0.1138 0.7117 1.0002 3.750 0.7382 0.06741 0.05734 -0.1138 0.6950 1.0002 4.000 0.7616 0.06900 0.05888 -0.1134 0.6790 1.0002 4.250 0.7738 0.07166 0.06148 -0.1119 0.6630 1.0002 4.500 0.8270 0.07205 0.06182 -0.1134 0.6434 1.0002 4.750 0.8604 0.07444 0.06415 -0.1131 0.6208 1.0002 5.000 0.8807 0.07787 0.06755 -0.1113 0.5942 1.0002