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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1602 0.05171 0.04319 -0.0421 0.9998 0.2900 -2.750 -0.0890 0.04862 0.03959 -0.0525 0.9865 0.2733 -2.500 -0.0182 0.04656 0.03696 -0.0619 0.9686 0.2630 -2.250 0.0389 0.04405 0.03424 -0.0681 0.9481 0.2587 -2.000 0.0850 0.04214 0.03209 -0.0718 0.9249 0.2559 -1.750 0.1189 0.04071 0.03049 -0.0731 0.8928 0.2557 -1.500 0.1219 0.04040 0.03023 -0.0693 0.8304 0.2565 -1.250 0.1648 0.03958 0.02915 -0.0726 0.7871 0.2607 -1.000 0.2244 0.03815 0.02742 -0.0782 0.7714 0.2680 -0.750 0.2849 0.03646 0.02565 -0.0839 0.7614 0.2798 -0.500 0.3468 0.03508 0.02403 -0.0897 0.7537 0.2979 -0.250 0.4038 0.03363 0.02298 -0.0955 0.7494 0.3423 0.000 0.4385 0.03095 0.02228 -0.0962 0.7499 1.0002 0.250 0.4854 0.03189 0.02225 -0.1000 0.7535 1.0002 0.500 0.5234 0.03323 0.02309 -0.1035 0.7587 1.0002 0.750 0.5304 0.03655 0.02630 -0.1038 0.7657 1.0002 1.000 0.5310 0.04070 0.03032 -0.1037 0.7722 1.0002 1.250 0.5399 0.04427 0.03371 -0.1043 0.7737 1.0002 1.500 0.5455 0.04787 0.03715 -0.1043 0.7732 1.0002 1.750 0.5504 0.05134 0.04047 -0.1039 0.7715 1.0002 2.000 0.5560 0.05472 0.04371 -0.1037 0.7696 1.0002 2.250 0.5579 0.05836 0.04724 -0.1031 0.7694 1.0002 2.500 0.5614 0.06184 0.05060 -0.1027 0.7686 1.0002 2.750 0.5676 0.06509 0.05375 -0.1025 0.7669 1.0002 3.000 0.5936 0.06729 0.05582 -0.1043 0.7607 1.0002 3.250 0.6046 0.07013 0.05856 -0.1042 0.7547 1.0002 3.500 0.6040 0.07330 0.06167 -0.1027 0.7481 1.0002 3.750 0.6500 0.07447 0.06271 -0.1058 0.7338 1.0002 4.000 0.6397 0.07815 0.06634 -0.1035 0.7285 1.0002 4.250 0.6492 0.08095 0.06908 -0.1031 0.7198 1.0002 4.500 0.6756 0.08315 0.07121 -0.1041 0.7079 1.0002 4.750 0.6875 0.08563 0.07365 -0.1035 0.6946 1.0002 5.000 0.7013 0.08802 0.07599 -0.1028 0.6791 1.0002