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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0672 0.04696 0.03910 -0.0655 0.9744 0.2393 -2.750 0.0382 0.04240 0.03368 -0.0808 0.9174 0.2079 -2.250 0.3217 0.04083 0.02876 -0.1256 0.5700 0.1866 -2.000 0.3492 0.04249 0.03039 -0.1257 0.5523 0.1854 -1.750 0.3680 0.04541 0.03337 -0.1244 0.5190 0.1851 -1.500 0.3910 0.04582 0.03381 -0.1234 0.5060 0.1857 -1.250 0.4175 0.04585 0.03383 -0.1229 0.5005 0.1876 -1.000 0.4448 0.04554 0.03357 -0.1225 0.4964 0.1917 -0.750 0.4725 0.04513 0.03321 -0.1222 0.4925 0.2002 -0.500 0.5002 0.04462 0.03280 -0.1220 0.4872 0.2120 -0.250 0.5283 0.04449 0.03280 -0.1219 0.4813 0.2313 0.000 0.5576 0.04454 0.03305 -0.1221 0.4761 0.2650 0.250 0.5769 0.04495 0.03488 -0.1197 0.4724 0.8129 0.500 0.5864 0.04241 0.03265 -0.1138 0.4702 1.0002 0.750 0.6147 0.04349 0.03336 -0.1139 0.4676 1.0002 1.000 0.6418 0.04459 0.03431 -0.1142 0.4653 1.0002 1.250 0.6683 0.04583 0.03546 -0.1145 0.4633 1.0002 1.500 0.6943 0.04718 0.03673 -0.1148 0.4617 1.0002 1.750 0.7197 0.04864 0.03814 -0.1151 0.4605 1.0002 2.000 0.7443 0.05023 0.03970 -0.1153 0.4596 1.0002 2.250 0.7674 0.05180 0.04130 -0.1154 0.4584 1.0002 2.500 0.7892 0.05334 0.04289 -0.1153 0.4564 1.0002 2.750 0.8108 0.05494 0.04453 -0.1152 0.4537 1.0002 3.000 0.8322 0.05671 0.04632 -0.1150 0.4516 1.0002 3.250 0.8501 0.05886 0.04857 -0.1148 0.4520 1.0002 3.500 0.8651 0.06129 0.05116 -0.1144 0.4534 1.0002 3.750 0.8780 0.06396 0.05395 -0.1139 0.4556 1.0002 4.000 0.8909 0.06686 0.05694 -0.1136 0.4582 1.0002 4.250 0.8903 0.07035 0.06063 -0.1125 0.4634 1.0002 4.500 0.8936 0.07386 0.06424 -0.1116 0.4670 1.0002