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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1833 0.05866 0.04590 -0.0342 0.9998 0.3849 -2.750 -0.1487 0.05657 0.04359 -0.0371 0.9998 0.3810 -2.500 -0.1125 0.05482 0.04151 -0.0402 0.9998 0.3791 -2.250 -0.0762 0.05334 0.03972 -0.0430 0.9998 0.3792 -2.000 -0.0401 0.05210 0.03815 -0.0454 0.9998 0.3808 -1.750 -0.0046 0.05106 0.03678 -0.0475 0.9998 0.3836 -1.500 0.0294 0.05010 0.03563 -0.0490 0.9998 0.3879 -1.250 0.0612 0.04920 0.03471 -0.0499 0.9998 0.3965 -1.000 0.0938 0.04855 0.03397 -0.0509 0.9998 0.4100 -0.750 0.1242 0.04781 0.03343 -0.0514 0.9998 0.4290 -0.500 0.1547 0.04714 0.03310 -0.0519 0.9998 0.4578 -0.250 0.1841 0.04626 0.03302 -0.0521 0.9998 0.5118 0.000 0.1932 0.04399 0.03277 -0.0476 0.9998 0.8202 0.250 0.2185 0.04469 0.03285 -0.0484 0.9998 1.0002 0.500 0.2226 0.04800 0.03618 -0.0494 0.9998 1.0002 0.750 0.2815 0.05420 0.04157 -0.0657 0.9478 1.0002 1.000 0.3479 0.05554 0.04201 -0.0754 0.8898 1.0002 1.250 0.3907 0.05681 0.04278 -0.0804 0.8551 1.0002 1.500 0.4303 0.05801 0.04359 -0.0843 0.8283 1.0002 1.750 0.4685 0.05921 0.04445 -0.0876 0.8064 1.0002 2.000 0.5019 0.06068 0.04565 -0.0903 0.7887 1.0002 2.250 0.5256 0.06283 0.04761 -0.0920 0.7761 1.0002 2.500 0.5448 0.06546 0.05007 -0.0934 0.7681 1.0002 2.750 0.5559 0.06857 0.05305 -0.0940 0.7623 1.0002 3.000 0.5804 0.07111 0.05546 -0.0960 0.7559 1.0002 3.250 0.5916 0.07431 0.05855 -0.0966 0.7516 1.0002 3.500 0.5932 0.07794 0.06211 -0.0962 0.7494 1.0002 3.750 0.5968 0.08154 0.06564 -0.0961 0.7486 1.0002 4.000 0.6022 0.08526 0.06929 -0.0966 0.7507 1.0002 4.250 0.6012 0.08923 0.07323 -0.0965 0.7561 1.0002 4.500 0.5874 0.09332 0.07729 -0.0949 0.7657 1.0002 4.750 0.5964 0.09705 0.08096 -0.0960 0.7712 1.0002 5.000 0.5797 0.10079 0.08470 -0.0940 0.7849 1.0002