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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1376 0.05024 0.04204 -0.0503 0.9998 0.2717 -2.750 -0.0841 0.04889 0.03993 -0.0570 0.9998 0.2479 -2.500 -0.0489 0.04636 0.03739 -0.0594 0.9998 0.2413 -2.250 0.0717 0.04138 0.03209 -0.0787 0.9459 0.2286 -2.000 0.0613 0.03965 0.03070 -0.0716 0.8238 0.2268 -1.750 0.3431 0.03667 0.02362 -0.1174 0.6248 0.2267 -1.500 0.3925 0.03736 0.02418 -0.1217 0.6129 0.2367 -1.250 0.4346 0.03821 0.02497 -0.1245 0.6052 0.2459 -1.000 0.4662 0.03803 0.02505 -0.1252 0.6009 0.2570 -0.750 0.4992 0.03842 0.02566 -0.1262 0.5966 0.2744 -0.500 0.5327 0.03916 0.02679 -0.1275 0.5925 0.3103 -0.250 0.5550 0.04042 0.02948 -0.1257 0.5885 0.7987 0.000 0.5654 0.03766 0.02709 -0.1198 0.5838 1.0002 0.250 0.5931 0.03958 0.02860 -0.1199 0.5756 1.0002 0.500 0.6182 0.04192 0.03071 -0.1200 0.5654 1.0002 0.750 0.6416 0.04463 0.03327 -0.1200 0.5542 1.0002 1.250 0.6806 0.05030 0.03884 -0.1191 0.5302 1.0002 1.500 0.7035 0.05261 0.04109 -0.1193 0.5259 1.0002 1.750 0.7261 0.05407 0.04259 -0.1194 0.5232 1.0002 2.000 0.7488 0.05630 0.04481 -0.1197 0.5213 1.0002 2.250 0.7706 0.05805 0.04659 -0.1199 0.5208 1.0002 2.500 0.7903 0.05969 0.04831 -0.1199 0.5201 1.0002 2.750 0.8077 0.06179 0.05048 -0.1197 0.5186 1.0002 3.000 0.8241 0.06419 0.05294 -0.1194 0.5175 1.0002 3.250 0.8366 0.06630 0.05517 -0.1188 0.5161 1.0002 3.500 0.8498 0.06888 0.05787 -0.1183 0.5154 1.0002 3.750 0.8605 0.07140 0.06047 -0.1178 0.5157 1.0002 4.000 0.8683 0.07414 0.06330 -0.1172 0.5161 1.0002 4.250 0.8728 0.07715 0.06640 -0.1164 0.5165 1.0002 4.500 0.8738 0.08043 0.06975 -0.1154 0.5168 1.0002 4.750 0.8695 0.08398 0.07337 -0.1140 0.5168 1.0002 5.000 0.8597 0.08779 0.07723 -0.1124 0.5166 1.0002