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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.0860 0.04735 0.03909 -0.0566 0.9998 0.2402 -2.500 0.0635 0.04070 0.03160 -0.0816 0.9211 0.2129 -2.250 0.0253 0.04023 0.03159 -0.0691 0.7521 0.2131 -2.000 0.3456 0.03920 0.02649 -0.1240 0.5935 0.2014 -1.750 0.3811 0.03989 0.02715 -0.1255 0.5828 0.2021 -1.500 0.4125 0.04074 0.02801 -0.1261 0.5734 0.2050 -1.250 0.4397 0.04144 0.02882 -0.1261 0.5644 0.2119 -1.000 0.4650 0.04263 0.03020 -0.1259 0.5546 0.2226 -0.750 0.4864 0.04501 0.03270 -0.1251 0.5367 0.2341 -0.500 0.5062 0.04732 0.03509 -0.1239 0.5185 0.2456 -0.250 0.5267 0.04789 0.03604 -0.1228 0.5060 0.2675 0.000 0.5516 0.04760 0.03703 -0.1226 0.5007 0.4326 0.250 0.5534 0.04602 0.03612 -0.1150 0.4980 0.8733 0.500 0.5805 0.04612 0.03595 -0.1139 0.4947 1.0002 0.750 0.6077 0.04693 0.03651 -0.1141 0.4928 1.0002 1.000 0.6341 0.04793 0.03738 -0.1144 0.4911 1.0002 1.250 0.6597 0.04917 0.03854 -0.1147 0.4895 1.0002 1.500 0.6846 0.05045 0.03977 -0.1150 0.4882 1.0002 1.750 0.7084 0.05192 0.04122 -0.1153 0.4873 1.0002 2.000 0.7312 0.05356 0.04286 -0.1154 0.4869 1.0002 2.250 0.7528 0.05531 0.04463 -0.1155 0.4867 1.0002 2.500 0.7737 0.05706 0.04640 -0.1155 0.4854 1.0002 2.750 0.7946 0.05887 0.04821 -0.1153 0.4830 1.0002 3.000 0.8122 0.06062 0.05002 -0.1150 0.4809 1.0002 3.250 0.8283 0.06277 0.05224 -0.1146 0.4804 1.0002 3.500 0.8419 0.06546 0.05506 -0.1143 0.4825 1.0002 3.750 0.8473 0.06859 0.05834 -0.1135 0.4874 1.0002 4.000 0.8537 0.07241 0.06226 -0.1132 0.4931 1.0002 4.250 0.8663 0.07708 0.06702 -0.1147 0.5044 1.0002 4.500 0.8615 0.08020 0.07025 -0.1135 0.5070 1.0002 4.750 0.8619 0.08381 0.07392 -0.1126 0.5075 1.0002 5.000 0.8588 0.08761 0.07775 -0.1116 0.5078 1.0002