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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3286 0.07202 0.05787 0.0313 0.9998 0.7357 -2.750 -0.3050 0.06904 0.05497 0.0284 0.9998 0.7445 -2.500 -0.2784 0.06624 0.05221 0.0252 0.9998 0.7580 -2.250 -0.2476 0.06357 0.04962 0.0216 0.9998 0.7771 -2.000 -0.2118 0.06107 0.04727 0.0176 0.9998 0.8079 -1.750 -0.1581 0.05864 0.04508 0.0104 0.9998 0.8667 -1.500 -0.0589 0.05530 0.04205 -0.0101 0.9998 1.0002 -1.250 -0.0432 0.05316 0.03981 -0.0157 0.9998 1.0002 -1.000 0.0245 0.05274 0.03802 -0.0328 0.9998 1.0002 -0.750 0.0807 0.05361 0.03712 -0.0419 0.9998 1.0002 -0.500 0.1142 0.05460 0.03693 -0.0443 0.9998 1.0002 -0.250 0.1377 0.05579 0.03735 -0.0451 0.9998 1.0002 0.000 0.1540 0.05739 0.03846 -0.0455 0.9998 1.0002 0.250 0.1634 0.05953 0.04023 -0.0457 0.9998 1.0002 0.500 0.1689 0.06203 0.04235 -0.0458 0.9998 1.0002 0.750 0.1748 0.06455 0.04449 -0.0461 0.9998 1.0002 1.000 0.1822 0.06700 0.04654 -0.0465 0.9998 1.0002 1.250 0.1912 0.06939 0.04856 -0.0470 0.9998 1.0002 1.500 0.2011 0.07174 0.05054 -0.0476 0.9998 1.0002 1.750 0.2117 0.07407 0.05253 -0.0483 0.9998 1.0002 2.000 0.2228 0.07639 0.05452 -0.0490 0.9998 1.0002 2.250 0.2343 0.07871 0.05653 -0.0497 0.9998 1.0002 2.500 0.2461 0.08103 0.05857 -0.0504 0.9998 1.0002 2.750 0.2581 0.08336 0.06062 -0.0512 0.9998 1.0002 3.000 0.2703 0.08570 0.06271 -0.0520 0.9998 1.0002 3.250 0.2826 0.08806 0.06483 -0.0528 0.9998 1.0002 3.500 0.2951 0.09043 0.06698 -0.0536 0.9998 1.0002 3.750 0.3076 0.09283 0.06917 -0.0544 0.9998 1.0002 4.000 0.3201 0.09525 0.07140 -0.0552 0.9998 1.0002 4.250 0.3327 0.09770 0.07367 -0.0560 0.9998 1.0002 4.500 0.3453 0.10017 0.07597 -0.0569 0.9998 1.0002 4.750 0.3579 0.10266 0.07831 -0.0578 0.9998 1.0002 5.000 0.3705 0.10517 0.08069 -0.0586 0.9998 1.0002