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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0690 0.04698 0.04074 -0.0115 0.9997 0.4687 -2.500 0.0958 0.04407 0.03593 -0.0188 0.4808 0.5630 -2.250 0.1247 0.04363 0.03532 -0.0171 0.4474 0.6082 -2.000 0.1523 0.04305 0.03490 -0.0149 0.4273 0.6746 -1.750 0.1736 0.04186 0.03439 -0.0098 0.4125 0.7952 -1.500 0.2792 0.04309 0.03357 -0.0280 0.3871 1.0003 -1.250 0.3155 0.04505 0.03488 -0.0292 0.3758 1.0003 -1.000 0.3486 0.04721 0.03644 -0.0296 0.3688 1.0003 -0.750 0.3828 0.04961 0.03880 -0.0313 0.3658 1.0003 -0.500 0.4151 0.05226 0.04145 -0.0331 0.3637 1.0003 -0.250 0.4454 0.05520 0.04442 -0.0350 0.3622 1.0003 0.000 0.4732 0.05848 0.04774 -0.0372 0.3614 1.0003 0.250 0.4986 0.06212 0.05144 -0.0396 0.3617 1.0003 0.500 0.5220 0.06613 0.05547 -0.0423 0.3633 1.0003 0.750 0.5430 0.07032 0.05964 -0.0447 0.3660 1.0003 1.000 0.5550 0.07550 0.06499 -0.0489 0.3732 1.0003 1.250 0.5572 0.08149 0.07109 -0.0536 0.3845 1.0003 1.500 0.5536 0.08747 0.07714 -0.0581 0.3980 1.0003 1.750 0.5589 0.09294 0.08251 -0.0611 0.4113 1.0003 2.000 0.5419 0.09934 0.08892 -0.0660 0.4330 1.0003 2.250 0.5321 0.10525 0.09476 -0.0699 0.4578 1.0003 2.500 0.4906 0.11084 0.10038 -0.0739 0.4986 1.0003 2.750 0.4593 0.11656 0.10613 -0.0795 0.5700 1.0003 3.000 0.2175 0.10868 0.09911 -0.0638 0.9932 1.0003 3.250 0.2198 0.11078 0.10099 -0.0626 0.9997 1.0003 3.500 0.2329 0.11394 0.10391 -0.0638 0.9997 1.0003 3.750 0.2473 0.11716 0.10690 -0.0653 0.9984 1.0003 4.000 0.2706 0.12168 0.11117 -0.0687 0.9926 1.0003 4.250 0.2930 0.12576 0.11503 -0.0719 0.9830 1.0003 4.500 0.3184 0.13063 0.11967 -0.0757 0.9717 1.0003 4.750 0.3462 0.13603 0.12485 -0.0799 0.9573 1.0003 5.000 0.3733 0.14127 0.12988 -0.0838 0.9393 1.0003