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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1052 0.04661 0.03814 -0.0474 0.9828 0.2315 -2.750 0.0020 0.04232 0.03303 -0.0633 0.9392 0.2049 -2.500 0.0125 0.04002 0.03088 -0.0592 0.8670 0.2016 -2.250 0.2907 0.03946 0.02688 -0.1088 0.5828 0.1981 -2.000 0.3214 0.04132 0.02870 -0.1095 0.5632 0.1978 -1.750 0.3445 0.04371 0.03108 -0.1089 0.5374 0.1980 -1.500 0.3626 0.04590 0.03330 -0.1073 0.5083 0.1988 -1.250 0.3900 0.04595 0.03330 -0.1069 0.5015 0.2008 -1.000 0.4182 0.04564 0.03300 -0.1066 0.4967 0.2038 -0.750 0.4459 0.04507 0.03253 -0.1064 0.4932 0.2104 -0.500 0.4745 0.04451 0.03211 -0.1064 0.4891 0.2210 -0.250 0.5030 0.04459 0.03225 -0.1064 0.4848 0.2383 0.000 0.5313 0.04429 0.03255 -0.1069 0.4813 0.3062 0.250 0.5509 0.04284 0.03259 -0.1036 0.4785 1.0002 0.500 0.5790 0.04382 0.03311 -0.1033 0.4751 1.0002 0.750 0.6057 0.04467 0.03375 -0.1033 0.4712 1.0002 1.000 0.6321 0.04565 0.03455 -0.1032 0.4673 1.0002 1.250 0.6578 0.04671 0.03549 -0.1032 0.4638 1.0002 1.500 0.6830 0.04800 0.03670 -0.1032 0.4616 1.0002 1.750 0.7068 0.04939 0.03811 -0.1032 0.4604 1.0002 2.000 0.7298 0.05092 0.03965 -0.1032 0.4594 1.0002 2.250 0.7520 0.05256 0.04135 -0.1031 0.4588 1.0002 2.500 0.7735 0.05423 0.04306 -0.1028 0.4577 1.0002 2.750 0.7950 0.05593 0.04477 -0.1026 0.4558 1.0002 3.000 0.8156 0.05770 0.04656 -0.1022 0.4538 1.0002 3.250 0.8329 0.05968 0.04864 -0.1017 0.4529 1.0002 3.500 0.8494 0.06202 0.05107 -0.1013 0.4537 1.0002 3.750 0.8602 0.06471 0.05392 -0.1006 0.4562 1.0002 4.000 0.8676 0.06768 0.05704 -0.0997 0.4594 1.0002 4.250 0.8769 0.07069 0.06018 -0.0989 0.4614 1.0002 4.500 0.8710 0.07449 0.06416 -0.0973 0.4667 1.0002 5.000 0.8185 0.08758 0.07758 -0.0950 0.5032 1.0002