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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0736 0.07063 0.05043 -0.0135 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0776 0.06808 0.04823 -0.0130 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0837 0.06545 0.04595 -0.0123 0.9998 1.0002 -2.250 -0.0895 0.06280 0.04356 -0.0121 0.9998 1.0002 -2.000 -0.0795 0.06048 0.04101 -0.0160 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0387 0.05934 0.03852 -0.0257 0.9998 1.0002 -1.500 0.0064 0.05936 0.03682 -0.0323 0.9998 1.0002 -1.250 0.0416 0.05968 0.03580 -0.0350 0.9998 1.0002 -1.000 0.0708 0.06010 0.03523 -0.0362 0.9998 1.0002 -0.750 0.0968 0.06060 0.03499 -0.0368 0.9998 1.0002 -0.500 0.1206 0.06122 0.03505 -0.0372 0.9998 1.0002 -0.250 0.1422 0.06199 0.03541 -0.0375 0.9998 1.0002 0.000 0.1616 0.06298 0.03605 -0.0379 0.9998 1.0002 0.250 0.1781 0.06424 0.03708 -0.0382 0.9998 1.0002 0.500 0.1912 0.06585 0.03849 -0.0385 0.9998 1.0002 0.750 0.2007 0.06782 0.04026 -0.0389 0.9998 1.0002 1.000 0.2079 0.07006 0.04225 -0.0392 0.9998 1.0002 1.250 0.2145 0.07243 0.04433 -0.0396 0.9998 1.0002 1.500 0.2216 0.07482 0.04643 -0.0401 0.9998 1.0002 1.750 0.2294 0.07720 0.04852 -0.0407 0.9998 1.0002 2.000 0.2380 0.07957 0.05060 -0.0414 0.9998 1.0002 2.250 0.2472 0.08192 0.05266 -0.0421 0.9998 1.0002 2.500 0.2570 0.08428 0.05475 -0.0429 0.9998 1.0002 2.750 0.2672 0.08664 0.05685 -0.0437 0.9998 1.0002 3.000 0.2778 0.08901 0.05897 -0.0445 0.9998 1.0002 3.250 0.2887 0.09137 0.06110 -0.0453 0.9998 1.0002 3.500 0.2998 0.09375 0.06325 -0.0462 0.9998 1.0002 3.750 0.3112 0.09614 0.06543 -0.0471 0.9998 1.0002 4.000 0.3226 0.09854 0.06764 -0.0479 0.9998 1.0002 4.250 0.3342 0.10094 0.06986 -0.0488 0.9998 1.0002 4.500 0.3459 0.10337 0.07211 -0.0497 0.9998 1.0002 4.750 0.3577 0.10581 0.07439 -0.0506 0.9998 1.0002 5.000 0.3695 0.10826 0.07670 -0.0516 0.9998 1.0002