XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 04 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2605 0.06287 0.05092 -0.0086 0.9998 0.5186 -2.750 -0.2206 0.06033 0.04819 -0.0143 0.9998 0.5201 -2.500 -0.1789 0.05808 0.04570 -0.0201 0.9998 0.5244 -2.250 -0.1353 0.05614 0.04350 -0.0259 0.9998 0.5307 -2.000 -0.0996 0.05429 0.04171 -0.0288 0.9998 0.5403 -1.750 -0.0613 0.05280 0.04019 -0.0323 0.9998 0.5560 -1.500 -0.0264 0.05144 0.03897 -0.0348 0.9998 0.5780 -1.250 0.0063 0.05027 0.03809 -0.0367 0.9998 0.6093 -1.000 0.0341 0.04920 0.03757 -0.0375 0.9998 0.6567 -0.750 0.0532 0.04808 0.03748 -0.0363 0.9998 0.7387 -0.500 0.0533 0.04783 0.03803 -0.0353 0.9998 1.0002 -0.250 0.0830 0.05097 0.04012 -0.0435 0.9998 1.0002 0.000 0.1018 0.05388 0.04202 -0.0472 0.9998 1.0002 0.250 0.1182 0.05646 0.04365 -0.0491 0.9998 1.0002 0.500 0.1328 0.05881 0.04515 -0.0500 0.9998 1.0002 0.750 0.1465 0.06106 0.04667 -0.0505 0.9998 1.0002 1.000 0.1599 0.06325 0.04824 -0.0510 0.9998 1.0002 1.250 0.1733 0.06542 0.04988 -0.0515 0.9998 1.0002 1.500 0.1867 0.06759 0.05158 -0.0521 0.9998 1.0002 1.750 0.2001 0.06976 0.05334 -0.0527 0.9998 1.0002 2.000 0.2136 0.07196 0.05516 -0.0534 0.9998 1.0002 2.250 0.2272 0.07417 0.05704 -0.0541 0.9998 1.0002 2.500 0.2408 0.07640 0.05896 -0.0548 0.9998 1.0002 2.750 0.2544 0.07866 0.06094 -0.0555 0.9998 1.0002 3.000 0.2679 0.08095 0.06298 -0.0563 0.9998 1.0002 3.250 0.2814 0.08328 0.06507 -0.0570 0.9998 1.0002 3.500 0.2949 0.08563 0.06721 -0.0578 0.9998 1.0002 3.750 0.3083 0.08801 0.06939 -0.0586 0.9998 1.0002 4.000 0.3216 0.09043 0.07163 -0.0594 0.9998 1.0002 4.250 0.3349 0.09287 0.07391 -0.0603 0.9998 1.0002 4.500 0.3481 0.09535 0.07624 -0.0611 0.9998 1.0002 4.750 0.3611 0.09785 0.07861 -0.0619 0.9998 1.0002 5.000 0.3741 0.10039 0.08103 -0.0628 0.9998 1.0002