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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0434 0.04406 0.03530 -0.0240 0.4394 0.4236 -2.750 0.0762 0.04382 0.03424 -0.0239 0.3991 0.4458 -2.500 0.1089 0.04350 0.03349 -0.0236 0.3737 0.4748 -2.250 0.1424 0.04319 0.03299 -0.0233 0.3547 0.5136 -2.000 0.1735 0.04280 0.03275 -0.0222 0.3413 0.5656 -1.750 0.2008 0.04206 0.03266 -0.0198 0.3324 0.6471 -1.500 0.2635 0.04091 0.03169 -0.0244 0.3248 1.0003 -1.250 0.3058 0.04270 0.03270 -0.0264 0.3195 1.0003 -1.000 0.3405 0.04458 0.03425 -0.0271 0.3145 1.0003 -0.750 0.3731 0.04663 0.03602 -0.0277 0.3097 1.0003 -0.500 0.4039 0.04901 0.03810 -0.0280 0.3057 1.0003 -0.250 0.4350 0.05145 0.04057 -0.0291 0.3044 1.0003 0.000 0.4657 0.05422 0.04337 -0.0304 0.3049 1.0003 0.250 0.4957 0.05730 0.04674 -0.0326 0.3083 1.0003 0.500 0.5224 0.06130 0.05107 -0.0360 0.3147 1.0003 0.750 0.5462 0.06544 0.05531 -0.0385 0.3209 1.0003 1.000 0.5704 0.06935 0.05910 -0.0398 0.3259 1.0003 1.250 0.5768 0.07589 0.06614 -0.0466 0.3420 1.0003 1.750 0.5968 0.08725 0.07756 -0.0538 0.3689 1.0003 2.000 0.5524 0.09674 0.08735 -0.0643 0.4086 1.0003 2.250 0.5183 0.10415 0.09482 -0.0707 0.4544 1.0003 2.500 0.2862 0.10880 0.10048 -0.0800 0.8875 1.0003 2.750 0.2893 0.11160 0.10308 -0.0799 0.9033 1.0003 3.000 0.2986 0.11463 0.10590 -0.0803 0.9044 1.0003 3.250 0.3167 0.11874 0.10978 -0.0823 0.9008 1.0003 3.500 0.3287 0.12169 0.11253 -0.0829 0.8891 1.0003 4.000 0.3707 0.12981 0.12023 -0.0869 0.8553 1.0003 4.250 0.3872 0.13318 0.12341 -0.0878 0.8343 1.0003 4.500 0.4057 0.13694 0.12698 -0.0890 0.8127 1.0003 4.750 0.4252 0.14090 0.13076 -0.0901 0.7903 1.0003 5.000 0.4447 0.14485 0.13452 -0.0911 0.7663 1.0003