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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3261 0.07030 0.05676 0.0303 0.9998 0.7366 -2.750 -0.3014 0.06733 0.05386 0.0273 0.9998 0.7463 -2.500 -0.2767 0.06454 0.05112 0.0241 0.9998 0.7601 -2.250 -0.2437 0.06187 0.04857 0.0206 0.9998 0.7830 -2.000 -0.2056 0.05934 0.04623 0.0161 0.9998 0.8168 -1.500 -0.0597 0.05341 0.04087 -0.0117 0.9998 1.0002 -1.250 -0.0353 0.05148 0.03869 -0.0196 0.9998 1.0002 -1.000 0.0353 0.05146 0.03707 -0.0364 0.9998 1.0002 -0.750 0.0834 0.05240 0.03642 -0.0432 0.9998 1.0002 -0.500 0.1124 0.05352 0.03653 -0.0451 0.9998 1.0002 -0.250 0.1314 0.05502 0.03738 -0.0457 0.9998 1.0002 0.000 0.1418 0.05707 0.03897 -0.0459 0.9998 1.0002 0.250 0.1473 0.05952 0.04096 -0.0459 0.9998 1.0002 0.500 0.1531 0.06198 0.04295 -0.0460 0.9998 1.0002 0.750 0.1608 0.06434 0.04484 -0.0463 0.9998 1.0002 1.000 0.1701 0.06661 0.04666 -0.0467 0.9998 1.0002 1.250 0.1805 0.06884 0.04847 -0.0472 0.9998 1.0002 1.500 0.1916 0.07104 0.05029 -0.0478 0.9998 1.0002 1.750 0.2033 0.07324 0.05211 -0.0484 0.9998 1.0002 2.000 0.2153 0.07544 0.05397 -0.0490 0.9998 1.0002 2.250 0.2275 0.07765 0.05584 -0.0497 0.9998 1.0002 2.500 0.2399 0.07987 0.05776 -0.0503 0.9998 1.0002 2.750 0.2525 0.08211 0.05971 -0.0510 0.9998 1.0002 3.000 0.2653 0.08437 0.06170 -0.0518 0.9998 1.0002 3.250 0.2780 0.08665 0.06374 -0.0525 0.9998 1.0002 3.500 0.2908 0.08895 0.06581 -0.0533 0.9998 1.0002 3.750 0.3037 0.09128 0.06793 -0.0541 0.9998 1.0002 4.000 0.3165 0.09365 0.07010 -0.0549 0.9998 1.0002 4.250 0.3294 0.09604 0.07231 -0.0557 0.9998 1.0002 4.500 0.3422 0.09846 0.07456 -0.0565 0.9998 1.0002 4.750 0.3550 0.10091 0.07686 -0.0573 0.9998 1.0002 5.000 0.3677 0.10338 0.07920 -0.0582 0.9998 1.0002