XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GD BAP 00 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 -0.2600 0.06700 0.05474 -0.0035 0.9998 0.5182 -2.750 -0.2169 0.06347 0.05101 -0.0124 0.9998 0.5134 -2.500 -0.1749 0.06041 0.04777 -0.0195 0.9998 0.5140 -2.250 -0.1387 0.05786 0.04528 -0.0237 0.9998 0.5199 -2.000 -0.1050 0.05581 0.04331 -0.0264 0.9998 0.5305 -1.750 -0.0653 0.05388 0.04140 -0.0310 0.9998 0.5453 -1.500 -0.0258 0.05219 0.03981 -0.0352 0.9998 0.5628 -1.250 0.0074 0.05096 0.03881 -0.0372 0.9998 0.5856 -1.000 0.0353 0.05009 0.03833 -0.0377 0.9998 0.6172 -0.750 0.0566 0.04959 0.03828 -0.0365 0.9998 0.6610 -0.500 0.0763 0.04925 0.03847 -0.0360 0.9998 0.7302 -0.250 0.1050 0.04684 0.03677 -0.0421 0.9998 0.8782 0.000 0.1135 0.04943 0.03906 -0.0494 0.9998 1.0002 0.250 0.1400 0.05283 0.04127 -0.0567 0.9998 1.0002 0.500 0.1558 0.05562 0.04324 -0.0593 0.9998 1.0002 0.750 0.1697 0.05818 0.04509 -0.0609 0.9998 1.0002 1.000 0.1833 0.06062 0.04693 -0.0621 0.9998 1.0002 1.250 0.1969 0.06301 0.04879 -0.0633 0.9998 1.0002 1.500 0.2107 0.06537 0.05070 -0.0645 0.9998 1.0002 1.750 0.2247 0.06772 0.05264 -0.0656 0.9998 1.0002 2.000 0.2388 0.07008 0.05464 -0.0668 0.9998 1.0002 2.250 0.2529 0.07244 0.05668 -0.0680 0.9998 1.0002 2.500 0.2672 0.07483 0.05874 -0.0691 0.9998 1.0002 2.750 0.2814 0.07723 0.06087 -0.0703 0.9998 1.0002 3.000 0.2956 0.07965 0.06305 -0.0714 0.9998 1.0002 3.250 0.3097 0.08210 0.06526 -0.0726 0.9998 1.0002 3.500 0.3238 0.08457 0.06753 -0.0737 0.9998 1.0002 3.750 0.3378 0.08708 0.06984 -0.0748 0.9998 1.0002 4.000 0.3517 0.08961 0.07220 -0.0759 0.9998 1.0002 4.250 0.3655 0.09217 0.07460 -0.0770 0.9998 1.0002 4.500 0.3792 0.09476 0.07705 -0.0781 0.9998 1.0002 4.750 0.3928 0.09737 0.07953 -0.0792 0.9998 1.0002 5.000 0.4063 0.10002 0.08208 -0.0803 0.9998 1.0002