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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3135 0.07193 0.05568 0.0286 0.9998 0.7368 -2.750 -0.2904 0.06906 0.05288 0.0261 0.9998 0.7461 -2.500 -0.2662 0.06635 0.05021 0.0232 0.9998 0.7592 -2.250 -0.2368 0.06377 0.04770 0.0201 0.9998 0.7786 -2.000 -0.2024 0.06134 0.04539 0.0164 0.9998 0.8094 -1.750 -0.1498 0.05896 0.04321 0.0095 0.9998 0.8687 -1.500 -0.0527 0.05564 0.04012 -0.0104 0.9998 1.0002 -1.250 -0.0372 0.05345 0.03780 -0.0157 0.9998 1.0002 -1.000 0.0319 0.05296 0.03578 -0.0327 0.9998 1.0002 -0.750 0.0881 0.05363 0.03456 -0.0408 0.9998 1.0002 -0.500 0.1235 0.05428 0.03393 -0.0426 0.9998 1.0002 -0.250 0.1517 0.05490 0.03367 -0.0428 0.9998 1.0002 0.000 0.1767 0.05557 0.03373 -0.0428 0.9998 1.0002 0.250 0.1998 0.05634 0.03409 -0.0427 0.9998 1.0002 0.500 0.2211 0.05726 0.03474 -0.0427 0.9998 1.0002 0.750 0.2401 0.05842 0.03574 -0.0427 0.9998 1.0002 1.000 0.2555 0.05997 0.03725 -0.0429 0.9998 1.0002 1.250 0.2650 0.06216 0.03947 -0.0432 0.9998 1.0002 1.500 0.2671 0.06517 0.04250 -0.0437 0.9998 1.0002 1.750 0.2660 0.06862 0.04590 -0.0445 0.9998 1.0002 2.000 0.2670 0.07201 0.04918 -0.0456 0.9998 1.0002 2.250 0.2707 0.07519 0.05220 -0.0467 0.9998 1.0002 2.500 0.2766 0.07819 0.05501 -0.0477 0.9998 1.0002 2.750 0.2840 0.08106 0.05769 -0.0488 0.9998 1.0002 3.000 0.2925 0.08383 0.06028 -0.0498 0.9998 1.0002 3.250 0.3019 0.08655 0.06282 -0.0508 0.9998 1.0002 3.500 0.3118 0.08923 0.06532 -0.0518 0.9998 1.0002 3.750 0.3222 0.09187 0.06780 -0.0527 0.9998 1.0002 4.000 0.3330 0.09452 0.07028 -0.0537 0.9998 1.0002 4.250 0.3441 0.09716 0.07277 -0.0547 0.9998 1.0002 4.500 0.3553 0.09979 0.07526 -0.0556 0.9998 1.0002 4.750 0.3668 0.10243 0.07777 -0.0566 0.9998 1.0002 5.000 0.3784 0.10507 0.08029 -0.0575 0.9998 1.0002