XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GD BAP 01 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 -0.2495 0.06108 0.04795 -0.0047 0.9998 0.5219 -2.750 -0.2093 0.05854 0.04521 -0.0105 0.9998 0.5208 -2.500 -0.1683 0.05631 0.04277 -0.0160 0.9998 0.5235 -2.250 -0.1267 0.05440 0.04063 -0.0211 0.9998 0.5315 -2.000 -0.0911 0.05256 0.03884 -0.0239 0.9998 0.5441 -1.750 -0.0551 0.05100 0.03729 -0.0266 0.9998 0.5628 -1.500 -0.0202 0.04953 0.03604 -0.0289 0.9998 0.5870 -1.250 0.0119 0.04815 0.03507 -0.0302 0.9998 0.6246 -1.000 0.0399 0.04673 0.03438 -0.0304 0.9998 0.6855 -0.750 0.0615 0.04457 0.03362 -0.0292 0.9998 0.8907 -0.500 0.1103 0.04568 0.03374 -0.0399 0.9998 1.0002 -0.250 0.1265 0.04853 0.03591 -0.0432 0.9998 1.0002 0.000 0.1303 0.05179 0.03861 -0.0446 0.9998 1.0002 0.250 0.1376 0.05470 0.04089 -0.0458 0.9998 1.0002 0.500 0.1473 0.05734 0.04291 -0.0468 0.9998 1.0002 0.750 0.1581 0.05982 0.04483 -0.0476 0.9998 1.0002 1.000 0.1695 0.06221 0.04671 -0.0484 0.9998 1.0002 1.250 0.1814 0.06456 0.04859 -0.0492 0.9998 1.0002 1.500 0.1937 0.06687 0.05050 -0.0500 0.9998 1.0002 1.750 0.2063 0.06917 0.05244 -0.0508 0.9998 1.0002 2.000 0.2190 0.07148 0.05441 -0.0516 0.9998 1.0002 2.250 0.2319 0.07379 0.05642 -0.0525 0.9998 1.0002 2.500 0.2450 0.07612 0.05846 -0.0533 0.9998 1.0002 2.750 0.2581 0.07846 0.06054 -0.0541 0.9998 1.0002 3.000 0.2712 0.08083 0.06267 -0.0550 0.9998 1.0002 3.250 0.2843 0.08322 0.06484 -0.0558 0.9998 1.0002 3.500 0.2974 0.08563 0.06706 -0.0567 0.9998 1.0002 3.750 0.3104 0.08807 0.06931 -0.0576 0.9998 1.0002 4.000 0.3235 0.09054 0.07161 -0.0584 0.9998 1.0002 4.250 0.3364 0.09303 0.07395 -0.0593 0.9998 1.0002 4.500 0.3494 0.09555 0.07633 -0.0602 0.9998 1.0002 4.750 0.3622 0.09810 0.07875 -0.0611 0.9998 1.0002 5.000 0.3750 0.10068 0.08121 -0.0620 0.9998 1.0002