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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0488 0.07340 0.05308 -0.0148 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0483 0.07114 0.05110 -0.0148 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0493 0.06884 0.04911 -0.0146 0.9998 1.0002 -2.250 -0.0521 0.06647 0.04708 -0.0143 0.9998 1.0002 -2.000 -0.0567 0.06402 0.04499 -0.0140 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0613 0.06153 0.04282 -0.0143 0.9998 1.0002 -1.500 -0.0505 0.05912 0.04039 -0.0195 0.9998 1.0002 -1.250 0.0022 0.05789 0.03774 -0.0338 0.9998 1.0002 -1.000 0.0465 0.05809 0.03637 -0.0403 0.9998 1.0002 -0.750 0.0789 0.05853 0.03576 -0.0427 0.9998 1.0002 -0.500 0.1065 0.05910 0.03551 -0.0441 0.9998 1.0002 -0.250 0.1312 0.05982 0.03568 -0.0452 0.9998 1.0002 0.000 0.1534 0.06074 0.03619 -0.0461 0.9998 1.0002 0.250 0.1728 0.06192 0.03706 -0.0470 0.9998 1.0002 0.500 0.1889 0.06343 0.03834 -0.0479 0.9998 1.0002 0.750 0.2014 0.06531 0.03999 -0.0487 0.9998 1.0002 1.000 0.2110 0.06749 0.04192 -0.0496 0.9998 1.0002 1.250 0.2196 0.06984 0.04399 -0.0505 0.9998 1.0002 1.500 0.2284 0.07225 0.04610 -0.0516 0.9998 1.0002 1.750 0.2378 0.07467 0.04821 -0.0526 0.9998 1.0002 2.000 0.2479 0.07708 0.05033 -0.0538 0.9998 1.0002 2.250 0.2585 0.07948 0.05242 -0.0549 0.9998 1.0002 2.500 0.2696 0.08188 0.05454 -0.0561 0.9998 1.0002 2.750 0.2812 0.08430 0.05669 -0.0573 0.9998 1.0002 3.000 0.2931 0.08673 0.05887 -0.0586 0.9998 1.0002 3.250 0.3053 0.08916 0.06106 -0.0598 0.9998 1.0002 3.500 0.3176 0.09161 0.06328 -0.0610 0.9998 1.0002 3.750 0.3301 0.09407 0.06552 -0.0622 0.9998 1.0002 4.000 0.3427 0.09654 0.06779 -0.0634 0.9998 1.0002 4.250 0.3553 0.09903 0.07009 -0.0646 0.9998 1.0002 4.500 0.3681 0.10153 0.07243 -0.0658 0.9998 1.0002 4.750 0.3809 0.10405 0.07482 -0.0670 0.9998 1.0002 5.000 0.3937 0.10658 0.07720 -0.0682 0.9998 1.0002