XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 06 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 -0.2457 0.06446 0.05006 -0.0115 0.9998 0.5200 -2.750 -0.2075 0.06204 0.04739 -0.0169 0.9998 0.5203 -2.500 -0.1702 0.05988 0.04504 -0.0212 0.9998 0.5236 -2.250 -0.1346 0.05795 0.04298 -0.0245 0.9998 0.5298 -2.000 -0.0970 0.05629 0.04114 -0.0281 0.9998 0.5399 -1.750 -0.0598 0.05480 0.03954 -0.0313 0.9998 0.5543 -1.500 -0.0232 0.05348 0.03813 -0.0340 0.9998 0.5754 -1.250 0.0084 0.05211 0.03702 -0.0350 0.9998 0.6055 -1.000 0.0369 0.05067 0.03605 -0.0349 0.9998 0.6518 -0.750 0.0599 0.04886 0.03520 -0.0330 0.9998 0.7371 -0.500 0.1026 0.04709 0.03339 -0.0384 0.9998 1.0002 -0.250 0.1554 0.04805 0.03271 -0.0445 0.9998 1.0002 0.000 0.1875 0.04885 0.03251 -0.0453 0.9998 1.0002 0.250 0.2129 0.04972 0.03278 -0.0452 0.9998 1.0002 0.500 0.2340 0.05085 0.03360 -0.0452 0.9998 1.0002 0.750 0.2483 0.05264 0.03533 -0.0455 0.9998 1.0002 1.000 0.2459 0.05612 0.03896 -0.0461 0.9998 1.0002 1.250 0.2352 0.06069 0.04357 -0.0473 0.9998 1.0002 1.500 0.2333 0.06451 0.04726 -0.0487 0.9998 1.0002 1.750 0.2371 0.06779 0.05034 -0.0499 0.9998 1.0002 2.000 0.2439 0.07077 0.05310 -0.0511 0.9998 1.0002 2.250 0.2524 0.07359 0.05569 -0.0522 0.9998 1.0002 2.500 0.2621 0.07632 0.05819 -0.0532 0.9998 1.0002 2.750 0.2725 0.07898 0.06064 -0.0542 0.9998 1.0002 3.000 0.2835 0.08161 0.06306 -0.0551 0.9998 1.0002 3.250 0.2949 0.08422 0.06548 -0.0561 0.9998 1.0002 3.500 0.3066 0.08682 0.06789 -0.0570 0.9998 1.0002 3.750 0.3184 0.08942 0.07032 -0.0580 0.9998 1.0002 4.000 0.3305 0.09203 0.07277 -0.0589 0.9998 1.0002 4.250 0.3426 0.09464 0.07524 -0.0598 0.9998 1.0002 4.500 0.3548 0.09727 0.07772 -0.0607 0.9998 1.0002 4.750 0.3671 0.09991 0.08024 -0.0616 0.9998 1.0002 5.000 0.3793 0.10256 0.08278 -0.0625 0.9998 1.0002