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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1534 0.04799 0.03957 -0.0375 0.9998 0.2520 -2.750 -0.1099 0.04663 0.03766 -0.0411 0.9998 0.2326 -2.500 0.0244 0.04114 0.03173 -0.0634 0.9448 0.2181 -2.250 0.0267 0.03899 0.02975 -0.0579 0.8568 0.2164 -2.000 0.3105 0.03762 0.02443 -0.1065 0.6056 0.2129 -1.750 0.3514 0.03856 0.02532 -0.1090 0.5906 0.2145 -1.500 0.3851 0.03986 0.02663 -0.1102 0.5776 0.2177 -1.250 0.4138 0.04090 0.02773 -0.1103 0.5665 0.2224 -1.000 0.4405 0.04243 0.02928 -0.1102 0.5557 0.2290 -0.750 0.4629 0.04460 0.03153 -0.1095 0.5383 0.2373 -0.500 0.4819 0.04690 0.03409 -0.1085 0.5192 0.2544 -0.250 0.5029 0.04741 0.03503 -0.1076 0.5080 0.2906 0.000 0.5207 0.04575 0.03544 -0.1046 0.5042 1.0002 0.250 0.5483 0.04683 0.03595 -0.1040 0.5011 1.0002 0.500 0.5746 0.04781 0.03663 -0.1038 0.4988 1.0002 0.750 0.6000 0.04873 0.03739 -0.1037 0.4963 1.0002 1.000 0.6249 0.04958 0.03814 -0.1036 0.4938 1.0002 1.250 0.6494 0.05030 0.03881 -0.1036 0.4911 1.0002 1.500 0.6734 0.05135 0.03981 -0.1035 0.4883 1.0002 1.750 0.6965 0.05280 0.04125 -0.1035 0.4868 1.0002 2.000 0.7186 0.05443 0.04288 -0.1034 0.4861 1.0002 2.250 0.7395 0.05618 0.04466 -0.1032 0.4859 1.0002 2.500 0.7591 0.05804 0.04659 -0.1030 0.4859 1.0002 2.750 0.7776 0.05993 0.04852 -0.1027 0.4852 1.0002 3.000 0.7942 0.06182 0.05048 -0.1021 0.4841 1.0002 3.250 0.8094 0.06390 0.05262 -0.1015 0.4831 1.0002 3.500 0.8217 0.06641 0.05521 -0.1009 0.4841 1.0002 3.750 0.8278 0.06959 0.05852 -0.1000 0.4889 1.0002 4.500 0.8441 0.08096 0.07018 -0.0995 0.5063 1.0002 4.750 0.8351 0.08441 0.07372 -0.0976 0.5073 1.0002 5.000 0.8239 0.08822 0.07758 -0.0958 0.5084 1.0002