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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3107 0.06999 0.05869 0.0266 0.9998 0.7388 -2.750 -0.2841 0.06713 0.05592 0.0234 0.9998 0.7496 -2.500 -0.2599 0.06450 0.05336 0.0200 0.9998 0.7627 -2.250 -0.2290 0.06207 0.05106 0.0162 0.9998 0.7835 -2.000 -0.1951 0.05988 0.04905 0.0120 0.9998 0.8148 -1.750 -0.1386 0.05787 0.04736 0.0035 0.9998 0.8779 -1.500 -0.0574 0.05571 0.04554 -0.0147 0.9998 1.0002 -1.250 -0.0594 0.05476 0.04464 -0.0168 0.9998 1.0002 -1.000 -0.0343 0.05517 0.04449 -0.0262 0.9998 1.0002 -0.750 0.0074 0.05704 0.04508 -0.0379 0.9998 1.0002 -0.500 0.0391 0.05934 0.04594 -0.0444 0.9998 1.0002 -0.250 0.0614 0.06151 0.04686 -0.0472 0.9998 1.0002 0.000 0.0791 0.06354 0.04782 -0.0484 0.9998 1.0002 0.250 0.0946 0.06549 0.04886 -0.0490 0.9998 1.0002 0.500 0.1094 0.06741 0.04997 -0.0494 0.9998 1.0002 0.750 0.1237 0.06932 0.05118 -0.0498 0.9998 1.0002 1.000 0.1379 0.07122 0.05247 -0.0502 0.9998 1.0002 1.250 0.1520 0.07315 0.05384 -0.0506 0.9998 1.0002 1.500 0.1662 0.07509 0.05528 -0.0510 0.9998 1.0002 1.750 0.1803 0.07706 0.05677 -0.0515 0.9998 1.0002 2.000 0.1944 0.07905 0.05834 -0.0520 0.9998 1.0002 2.250 0.2085 0.08107 0.05997 -0.0526 0.9998 1.0002 2.500 0.2226 0.08312 0.06166 -0.0532 0.9998 1.0002 2.750 0.2366 0.08521 0.06341 -0.0538 0.9998 1.0002 3.000 0.2507 0.08732 0.06521 -0.0544 0.9998 1.0002 3.250 0.2646 0.08947 0.06707 -0.0550 0.9998 1.0002 3.500 0.2785 0.09165 0.06898 -0.0557 0.9998 1.0002 3.750 0.2923 0.09388 0.07096 -0.0564 0.9998 1.0002 4.000 0.3060 0.09613 0.07299 -0.0571 0.9998 1.0002 4.250 0.3197 0.09843 0.07507 -0.0578 0.9998 1.0002 4.500 0.3332 0.10075 0.07720 -0.0586 0.9998 1.0002 4.750 0.3468 0.10311 0.07938 -0.0594 0.9998 1.0002 5.000 0.3602 0.10550 0.08161 -0.0602 0.9998 1.0002