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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1540 0.04912 0.04011 -0.0373 0.9998 0.2612 -2.750 -0.1166 0.04690 0.03768 -0.0402 0.9998 0.2507 -2.500 -0.0764 0.04531 0.03573 -0.0433 0.9998 0.2423 -2.250 0.0257 0.04297 0.03296 -0.0585 0.9664 0.2366 -2.000 0.0623 0.03954 0.02966 -0.0601 0.8646 0.2348 -1.750 0.3028 0.03591 0.02232 -0.0985 0.6383 0.2344 -1.500 0.3620 0.03645 0.02255 -0.1046 0.6218 0.2391 -1.250 0.4055 0.03702 0.02320 -0.1078 0.6101 0.2478 -1.000 0.4426 0.03771 0.02401 -0.1097 0.6016 0.2630 -0.750 0.4766 0.03829 0.02487 -0.1111 0.5959 0.2895 -0.500 0.5071 0.03811 0.02545 -0.1120 0.5915 0.3575 -0.250 0.5328 0.03735 0.02603 -0.1098 0.5875 1.0002 0.000 0.5627 0.03852 0.02673 -0.1099 0.5833 1.0002 0.250 0.5913 0.04027 0.02818 -0.1104 0.5790 1.0002 0.500 0.6179 0.04163 0.02943 -0.1107 0.5746 1.0002 0.750 0.6431 0.04360 0.03130 -0.1110 0.5686 1.0002 1.000 0.6648 0.04596 0.03362 -0.1107 0.5590 1.0002 1.500 0.6947 0.05283 0.04045 -0.1081 0.5282 1.0002 1.750 0.7148 0.05500 0.04263 -0.1078 0.5230 1.0002 2.000 0.7362 0.05694 0.04459 -0.1078 0.5213 1.0002 2.250 0.7563 0.05857 0.04632 -0.1077 0.5204 1.0002 2.500 0.7758 0.06054 0.04834 -0.1075 0.5197 1.0002 2.750 0.7945 0.06287 0.05071 -0.1074 0.5189 1.0002 3.000 0.8092 0.06472 0.05267 -0.1068 0.5183 1.0002 3.250 0.8230 0.06719 0.05521 -0.1062 0.5170 1.0002 3.500 0.8346 0.06967 0.05778 -0.1054 0.5164 1.0002 3.750 0.8439 0.07221 0.06041 -0.1046 0.5162 1.0002 4.000 0.8523 0.07502 0.06331 -0.1038 0.5163 1.0002 4.250 0.8578 0.07806 0.06642 -0.1029 0.5165 1.0002 4.500 0.8584 0.08129 0.06973 -0.1016 0.5165 1.0002 4.750 0.8530 0.08476 0.07332 -0.0999 0.5164 1.0002 5.000 0.8418 0.08851 0.07712 -0.0979 0.5163 1.0002