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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0115 0.04286 0.03550 -0.0778 0.8855 0.2227 -2.750 0.0481 0.04110 0.03342 -0.0803 0.8778 0.2111 -2.500 0.0762 0.04053 0.03251 -0.0810 0.8625 0.2039 -2.250 0.1063 0.03944 0.03136 -0.0827 0.8453 0.2002 -2.000 0.1455 0.03854 0.03026 -0.0860 0.8334 0.1961 -1.750 0.1904 0.03760 0.02904 -0.0901 0.8235 0.1941 -1.500 0.2336 0.03686 0.02807 -0.0937 0.8142 0.1950 -1.250 0.2812 0.03595 0.02694 -0.0977 0.8089 0.1973 -1.000 0.3252 0.03546 0.02621 -0.1011 0.8033 0.1996 -0.750 0.3714 0.03487 0.02542 -0.1047 0.7976 0.2027 -0.500 0.4271 0.03360 0.02406 -0.1096 0.7918 0.2093 -0.250 0.4769 0.03280 0.02324 -0.1140 0.7835 0.2228 0.000 0.5455 0.03064 0.02125 -0.1209 0.7725 0.2680 0.250 0.5756 0.02830 0.02080 -0.1204 0.7631 1.0002 0.500 0.6358 0.02809 0.01964 -0.1255 0.7523 1.0002 0.750 0.6724 0.02894 0.02014 -0.1278 0.7432 1.0002 1.000 0.7216 0.02943 0.02022 -0.1321 0.7321 1.0002 1.250 0.7511 0.03065 0.02128 -0.1331 0.7211 1.0002 1.500 0.7898 0.03172 0.02211 -0.1355 0.7084 1.0002 1.750 0.8267 0.03295 0.02310 -0.1375 0.6958 1.0002 2.000 0.8531 0.03452 0.02459 -0.1379 0.6852 1.0002 2.250 0.8835 0.03627 0.02619 -0.1388 0.6739 1.0002 2.500 0.9072 0.03861 0.02846 -0.1388 0.6628 1.0002 2.750 0.9225 0.04153 0.03137 -0.1374 0.6498 1.0002 3.000 0.9389 0.04669 0.03639 -0.1365 0.6352 1.0002 3.250 0.9417 0.04935 0.03917 -0.1332 0.6209 1.0002 3.500 0.9465 0.05391 0.04371 -0.1304 0.6040 1.0002 3.750 0.9526 0.05948 0.04920 -0.1276 0.5829 1.0002 4.000 0.9415 0.06457 0.05432 -0.1220 0.5554 1.0002 4.250 0.9326 0.06923 0.05899 -0.1167 0.5249 1.0002 4.500 0.9222 0.07369 0.06348 -0.1119 0.5006 1.0002 5.000 0.9156 0.08180 0.07161 -0.1054 0.4688 1.0002