XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 05 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 -0.2585 0.06449 0.05193 -0.0095 0.9998 0.5200 -2.750 -0.2184 0.06196 0.04917 -0.0153 0.9998 0.5202 -2.500 -0.1790 0.05969 0.04673 -0.0202 0.9998 0.5234 -2.250 -0.1416 0.05768 0.04461 -0.0239 0.9998 0.5297 -2.000 -0.1022 0.05596 0.04275 -0.0280 0.9998 0.5399 -1.750 -0.0636 0.05444 0.04118 -0.0316 0.9998 0.5543 -1.500 -0.0259 0.05315 0.03984 -0.0349 0.9998 0.5754 -1.250 0.0064 0.05188 0.03889 -0.0364 0.9998 0.6050 -1.000 0.0346 0.05064 0.03819 -0.0369 0.9998 0.6491 -0.750 0.0569 0.04928 0.03778 -0.0358 0.9998 0.7241 -0.500 0.0696 0.04795 0.03731 -0.0358 0.9998 1.0002 -0.250 0.1104 0.05057 0.03878 -0.0450 0.9998 1.0002 0.000 0.1225 0.05365 0.04107 -0.0475 0.9998 1.0002 0.250 0.1330 0.05653 0.04317 -0.0489 0.9998 1.0002 0.500 0.1444 0.05914 0.04505 -0.0498 0.9998 1.0002 0.750 0.1561 0.06159 0.04685 -0.0504 0.9998 1.0002 1.000 0.1681 0.06396 0.04864 -0.0510 0.9998 1.0002 1.250 0.1803 0.06628 0.05046 -0.0516 0.9998 1.0002 1.500 0.1927 0.06858 0.05231 -0.0522 0.9998 1.0002 1.750 0.2054 0.07088 0.05420 -0.0529 0.9998 1.0002 2.000 0.2183 0.07317 0.05613 -0.0536 0.9998 1.0002 2.250 0.2313 0.07548 0.05811 -0.0544 0.9998 1.0002 2.500 0.2444 0.07780 0.06014 -0.0552 0.9998 1.0002 2.750 0.2576 0.08014 0.06220 -0.0559 0.9998 1.0002 3.000 0.2708 0.08250 0.06431 -0.0567 0.9998 1.0002 3.250 0.2840 0.08488 0.06646 -0.0575 0.9998 1.0002 3.500 0.2972 0.08729 0.06866 -0.0583 0.9998 1.0002 3.750 0.3104 0.08973 0.07090 -0.0591 0.9998 1.0002 4.000 0.3235 0.09219 0.07318 -0.0600 0.9998 1.0002 4.250 0.3366 0.09468 0.07551 -0.0608 0.9998 1.0002 4.500 0.3496 0.09719 0.07787 -0.0616 0.9998 1.0002 4.750 0.3626 0.09973 0.08027 -0.0625 0.9998 1.0002 5.000 0.3755 0.10230 0.08272 -0.0634 0.9998 1.0002