XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D2pBL 12% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1674 0.05439 0.04685 0.0217 0.9997 0.6451 -2.750 -0.1432 0.05211 0.04500 0.0213 0.9997 0.6709 -2.500 -0.1191 0.05000 0.04349 0.0216 0.9997 0.7031 -2.250 -0.0952 0.04813 0.04245 0.0225 0.9997 0.7454 -2.000 -0.0736 0.04719 0.04273 0.0223 0.9997 0.7954 -1.750 -0.0948 0.05192 0.04809 0.0168 0.9997 0.7846 -1.250 0.3578 0.05525 0.04561 -0.0524 0.5538 1.0003 -1.000 0.3833 0.05832 0.04829 -0.0543 0.5379 1.0003 -0.750 0.4101 0.06128 0.05076 -0.0551 0.5269 1.0003 -0.500 0.4294 0.06521 0.05454 -0.0582 0.5224 1.0003 -0.250 0.4450 0.06926 0.05841 -0.0607 0.5196 1.0003 0.000 0.4569 0.07344 0.06242 -0.0630 0.5184 1.0003 0.250 0.4649 0.07777 0.06656 -0.0651 0.5189 1.0003 0.500 0.4698 0.08214 0.07075 -0.0670 0.5209 1.0003 0.750 0.4746 0.08649 0.07488 -0.0687 0.5238 1.0003 1.000 0.4812 0.09079 0.07896 -0.0702 0.5269 1.0003 1.250 0.4644 0.09540 0.08348 -0.0720 0.5378 1.0003 1.500 0.4617 0.09966 0.08754 -0.0732 0.5462 1.0003 1.750 0.4745 0.10405 0.09166 -0.0748 0.5525 1.0003 2.000 0.4491 0.10785 0.09536 -0.0752 0.5705 1.0003 2.250 0.4392 0.11169 0.09906 -0.0763 0.5882 1.0003 2.500 0.4345 0.11561 0.10282 -0.0779 0.6092 1.0003 2.750 0.4250 0.11927 0.10633 -0.0794 0.6377 1.0003 3.000 0.4296 0.12412 0.11100 -0.0826 0.6740 1.0003 3.250 0.3908 0.12532 0.11220 -0.0820 0.7404 1.0003 3.500 0.3229 0.12441 0.11139 -0.0775 0.8943 1.0003 3.750 0.2381 0.11793 0.10496 -0.0604 0.9997 1.0003 4.000 0.2510 0.12103 0.10781 -0.0616 0.9997 1.0003 4.250 0.2639 0.12414 0.11067 -0.0628 0.9997 1.0003 4.500 0.2768 0.12726 0.11355 -0.0640 0.9997 1.0003 4.750 0.2897 0.13039 0.11646 -0.0653 0.9997 1.0003 5.000 0.3026 0.13354 0.11939 -0.0665 0.9997 1.0003