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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1694 0.05276 0.04378 -0.0399 0.9998 0.3091 -2.750 -0.1236 0.05123 0.04166 -0.0451 0.9998 0.2964 -2.500 -0.0888 0.04924 0.03960 -0.0474 0.9998 0.2916 -2.250 -0.0531 0.04775 0.03795 -0.0499 0.9998 0.2870 -2.000 0.0314 0.04555 0.03525 -0.0621 0.9736 0.2848 -1.750 0.0948 0.04358 0.03293 -0.0694 0.9426 0.2884 -1.500 0.1424 0.04207 0.03119 -0.0736 0.9084 0.2927 -1.250 0.1602 0.04148 0.03055 -0.0726 0.8551 0.2954 -1.000 0.1917 0.04122 0.03017 -0.0745 0.8104 0.2997 -0.750 0.2403 0.04030 0.02922 -0.0789 0.7929 0.3103 -0.500 0.2926 0.03942 0.02822 -0.0836 0.7830 0.3297 -0.250 0.3425 0.03816 0.02740 -0.0880 0.7754 0.3744 0.000 0.3751 0.03514 0.02650 -0.0881 0.7689 1.0002 0.250 0.4286 0.03567 0.02574 -0.0920 0.7643 1.0002 0.500 0.4674 0.03701 0.02641 -0.0954 0.7643 1.0002 0.750 0.4879 0.03971 0.02877 -0.0974 0.7679 1.0002 1.000 0.4986 0.04341 0.03224 -0.0988 0.7743 1.0002 1.250 0.5001 0.04788 0.03656 -0.0994 0.7834 1.0002 1.500 0.4833 0.05343 0.04203 -0.0980 0.7968 1.0002 1.750 0.4631 0.05876 0.04730 -0.0959 0.8120 1.0002 2.000 0.4744 0.06263 0.05098 -0.0975 0.8233 1.0002 2.250 0.4459 0.06701 0.05535 -0.0932 0.8359 1.0002 2.500 0.4536 0.07021 0.05838 -0.0935 0.8409 1.0002 2.750 0.4675 0.07337 0.06138 -0.0946 0.8445 1.0002 3.000 0.4450 0.07664 0.06462 -0.0906 0.8573 1.0002 3.250 0.4551 0.07989 0.06773 -0.0913 0.8638 1.0002 3.500 0.4437 0.08278 0.07056 -0.0887 0.8765 1.0002 3.750 0.4505 0.08582 0.07349 -0.0888 0.8831 1.0002 4.000 0.4622 0.08879 0.07634 -0.0894 0.8854 1.0002 4.250 0.4721 0.09149 0.07896 -0.0897 0.8852 1.0002 4.500 0.4811 0.09407 0.08145 -0.0898 0.8837 1.0002 4.750 0.4918 0.09697 0.08428 -0.0903 0.8846 1.0002 5.000 0.5048 0.10019 0.08743 -0.0913 0.8868 1.0002