---------------------------------------------------------------------------------
Stability-axis derivatives...

                             alpha                beta
                  ----------------    ----------------
 z' force CL |    CLa =   4.945275    CLb =  -0.000000
 y  force CY |    CYa =   0.000000    CYb =  -0.215102
 x' mom.  Cl'|    Cla =  -0.000000    Clb =  -0.152469
 y  mom.  Cm |    Cma =  -0.103954    Cmb =  -0.000000
 z' mom.  Cn'|    Cna =  -0.000000    Cnb =   0.024784

                     roll rate  p'      pitch rate  q'        yaw rate  r'
                  ----------------    ----------------    ----------------
 z' force CL |    CLp =   0.000000    CLq =   5.691254    CLr =   0.000000
 y  force CY |    CYp =  -0.042417    CYq =  -0.000000    CYr =   0.132096
 x' mom.  Cl'|    Clp =  -0.493382    Clq =  -0.000000    Clr =   0.167011
 y  mom.  Cm |    Cmp =   0.000000    Cmq =  -9.455936    Cmr =  -0.000000
 z' mom.  Cn'|    Cnp =  -0.047729    Cnq =  -0.000000    Cnr =  -0.047418

                  aileron      d1     elevator     d2     rudder       d3 
                  ----------------    ----------------    ----------------
 z' force CL |   CLd1 =  -0.000000   CLd2 =   0.008063   CLd3 =  -0.000000
 y  force CY |   CYd1 =   0.002410   CYd2 =  -0.000000   CYd3 =  -0.001558
 x' mom.  Cl'|   Cld1 =   0.008001   Cld2 =  -0.000000   Cld3 =  -0.000040
 y  mom.  Cm |   Cmd1 =  -0.000000   Cmd2 =  -0.019148   Cmd3 =   0.000000
 z' mom.  Cn'|   Cnd1 =  -0.000775   Cnd2 =  -0.000000   Cnd3 =   0.000571
 Trefftz drag| CDffd1 =   0.000000 CDffd2 =   0.000643 CDffd3 =   0.000000
 span eff.   |    ed1 =  -0.000000    ed2 =  -0.009074    ed3 =  -0.000000

 Neutral point  Xnp =   0.359521

 Clb Cnr / Clr Cnb  =   1.746683    (  > 1 if spirally stable )
---------------------------------------------------------------------------------
Run Parameters...
 alpha     =   0.00000     deg                             
 beta      =  0.820612E-05 deg                                                              
 CL        =  0.668221                                     
 CDo       =   0.00000                                     
 bank      =   0.00000     deg                             
 elevation =   0.00000     deg                             
 heading   =   0.00000     deg                             
 Mach      =   0.00000                                     
 velocity  =   0.00000     m/s                             
 density   =   1.22500     kg/m^3                          
 grav.acc. =   9.81000     m/s^2                           
 turn_rad. =   0.00000     m                               
 load_fac. =   0.00000                                     
 X_cg      =  0.355317     Lunit                           
 Y_cg      =   0.00000     Lunit                           
 Z_cg      =  0.351164E-01 Lunit                           
 mass      =   1.07400     kg                              
 Ixx       =  0.612957E-01 kg-m^2                          
 Iyy       =  0.548239E-01 kg-m^2                          
 Izz       =  0.113390     kg-m^2                          
 Ixy       = -0.692904E-09 kg-m^2                          
 Iyz       =  0.227243E-09 kg-m^2                          
 Izx       =  0.318064E-03 kg-m^2  
 ---------------------------------------------------------------------------------