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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0490 0.04377 0.03361 -0.0266 0.3485 0.3703 -2.750 0.0835 0.04350 0.03266 -0.0270 0.3261 0.3902 -2.500 0.1181 0.04307 0.03205 -0.0269 0.3109 0.4156 -2.250 0.1517 0.04277 0.03173 -0.0264 0.3021 0.4476 -2.000 0.1869 0.04245 0.03161 -0.0262 0.2948 0.4921 -1.750 0.2173 0.04202 0.03170 -0.0248 0.2881 0.5551 -1.500 0.2391 0.04104 0.03187 -0.0209 0.2831 0.6873 -1.250 0.3003 0.04121 0.03158 -0.0256 0.2769 1.0003 -1.000 0.3349 0.04293 0.03294 -0.0261 0.2729 1.0003 -0.750 0.3677 0.04486 0.03470 -0.0266 0.2713 1.0003 -0.500 0.4003 0.04703 0.03682 -0.0273 0.2716 1.0003 -0.250 0.4319 0.04945 0.03926 -0.0283 0.2730 1.0003 0.000 0.4624 0.05217 0.04203 -0.0294 0.2755 1.0003 0.250 0.4917 0.05517 0.04507 -0.0306 0.2787 1.0003 0.500 0.5194 0.05840 0.04827 -0.0317 0.2817 1.0003 0.750 0.5461 0.06181 0.05190 -0.0337 0.2866 1.0003 1.000 0.5665 0.06669 0.05721 -0.0379 0.2968 1.0003 1.250 0.5873 0.07093 0.06143 -0.0395 0.3027 1.0003 1.500 0.5936 0.07748 0.06838 -0.0456 0.3204 1.0003 2.000 0.6030 0.09144 0.08253 -0.0567 0.3687 1.0003 2.250 0.3110 0.10686 0.09942 -0.0843 0.8336 1.0003 2.500 0.3198 0.11002 0.10237 -0.0847 0.8341 1.0003 2.750 0.3403 0.11435 0.10647 -0.0868 0.8286 1.0003 3.000 0.3488 0.11691 0.10883 -0.0863 0.8121 1.0003 3.250 0.3870 0.12383 0.11548 -0.0908 0.8001 1.0003 3.750 0.4118 0.12903 0.12031 -0.0900 0.7534 1.0003 4.250 0.4462 0.13598 0.12689 -0.0902 0.7043 1.0003 4.500 0.4633 0.13950 0.13023 -0.0902 0.6796 1.0003 4.750 0.4793 0.14291 0.13347 -0.0900 0.6552 1.0003 5.000 0.4938 0.14614 0.13654 -0.0896 0.6314 1.0003