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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0795 0.07520 0.05578 -0.0157 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0830 0.07263 0.05351 -0.0150 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0886 0.06998 0.05117 -0.0142 0.9998 1.0002 -2.250 -0.0955 0.06726 0.04875 -0.0134 0.9998 1.0002 -2.000 -0.0962 0.06465 0.04621 -0.0145 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0708 0.06273 0.04363 -0.0219 0.9998 1.0002 -1.500 -0.0211 0.06226 0.04149 -0.0322 0.9998 1.0002 -1.250 0.0215 0.06256 0.04011 -0.0374 0.9998 1.0002 -1.000 0.0546 0.06303 0.03932 -0.0396 0.9998 1.0002 -0.750 0.0825 0.06358 0.03892 -0.0406 0.9998 1.0002 -0.500 0.1074 0.06423 0.03885 -0.0412 0.9998 1.0002 -0.250 0.1298 0.06503 0.03906 -0.0416 0.9998 1.0002 0.000 0.1499 0.06601 0.03961 -0.0419 0.9998 1.0002 0.250 0.1673 0.06724 0.04049 -0.0422 0.9998 1.0002 0.500 0.1815 0.06877 0.04173 -0.0424 0.9998 1.0002 0.750 0.1925 0.07064 0.04332 -0.0427 0.9998 1.0002 1.000 0.2009 0.07276 0.04515 -0.0428 0.9998 1.0002 1.250 0.2084 0.07504 0.04709 -0.0430 0.9998 1.0002 1.500 0.2162 0.07735 0.04907 -0.0433 0.9998 1.0002 1.750 0.2246 0.07966 0.05105 -0.0437 0.9998 1.0002 2.000 0.2337 0.08196 0.05302 -0.0442 0.9998 1.0002 2.250 0.2434 0.08425 0.05501 -0.0448 0.9998 1.0002 2.500 0.2537 0.08655 0.05701 -0.0454 0.9998 1.0002 2.750 0.2644 0.08886 0.05903 -0.0461 0.9998 1.0002 3.000 0.2753 0.09118 0.06108 -0.0468 0.9998 1.0002 3.250 0.2865 0.09350 0.06316 -0.0475 0.9998 1.0002 3.500 0.2979 0.09585 0.06526 -0.0483 0.9998 1.0002 3.750 0.3095 0.09820 0.06739 -0.0490 0.9998 1.0002 4.000 0.3212 0.10057 0.06955 -0.0498 0.9998 1.0002 4.250 0.3330 0.10295 0.07173 -0.0507 0.9998 1.0002 4.500 0.3449 0.10535 0.07395 -0.0515 0.9998 1.0002 4.750 0.3569 0.10776 0.07619 -0.0523 0.9998 1.0002 5.000 0.3689 0.11019 0.07847 -0.0532 0.9998 1.0002