XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D BL 13% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2480 0.05524 0.04701 0.0053 1.0000 0.4495 -2.750 -0.2250 0.05274 0.04438 0.0028 1.0000 0.4570 -2.500 -0.1993 0.05044 0.04191 0.0001 1.0000 0.4677 -2.250 -0.1768 0.04860 0.04010 -0.0004 1.0000 0.4820 -2.000 -0.1519 0.04692 0.03842 -0.0016 1.0000 0.5000 -1.750 -0.1263 0.04552 0.03704 -0.0028 1.0000 0.5224 -1.500 -0.1019 0.04439 0.03608 -0.0033 1.0000 0.5495 -1.250 -0.0798 0.04355 0.03558 -0.0034 1.0000 0.5827 -1.000 -0.0603 0.04325 0.03573 -0.0040 1.0000 0.6225 -0.500 0.3401 0.04262 0.03299 -0.0491 0.5637 1.0000 -0.250 0.3643 0.04424 0.03408 -0.0479 0.5382 1.0000 0.000 0.3877 0.04633 0.03580 -0.0477 0.5206 1.0000 0.250 0.4128 0.04834 0.03743 -0.0473 0.5077 1.0000 0.500 0.4295 0.05162 0.04065 -0.0487 0.4993 1.0000 0.750 0.4450 0.05482 0.04374 -0.0497 0.4916 1.0000 1.000 0.4697 0.05698 0.04554 -0.0490 0.4827 1.0000 1.250 0.4750 0.06136 0.04996 -0.0512 0.4793 1.0000 1.500 0.4781 0.06572 0.05428 -0.0528 0.4772 1.0000 1.750 0.4794 0.07014 0.05862 -0.0543 0.4771 1.0000 2.000 0.4809 0.07458 0.06295 -0.0558 0.4792 1.0000 2.250 0.4888 0.07882 0.06704 -0.0572 0.4824 1.0000 2.500 0.4495 0.08503 0.07330 -0.0600 0.4978 1.0000 2.750 0.4598 0.08928 0.07737 -0.0615 0.5050 1.0000 3.000 0.4312 0.09419 0.08223 -0.0631 0.5245 1.0000 3.250 0.4169 0.09872 0.08669 -0.0651 0.5472 1.0000 3.500 0.4162 0.10364 0.09150 -0.0681 0.5760 1.0000 3.750 0.3755 0.10913 0.09709 -0.0734 0.6750 1.0000 4.000 0.1545 0.09660 0.08516 -0.0486 1.0000 1.0000 4.250 0.1672 0.09944 0.08779 -0.0496 1.0000 1.0000 4.500 0.1799 0.10231 0.09046 -0.0506 1.0000 1.0000 4.750 0.1925 0.10520 0.09316 -0.0516 1.0000 1.0000 5.000 0.2168 0.10955 0.09730 -0.0552 0.9930 1.0000