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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0556 0.04329 0.03253 -0.0289 0.2956 0.3321 -2.500 0.1242 0.04233 0.03114 -0.0286 0.2753 0.3723 -2.250 0.1589 0.04203 0.03080 -0.0284 0.2668 0.4010 -2.000 0.1936 0.04228 0.03090 -0.0282 0.2591 0.4395 -1.750 0.2265 0.04177 0.03096 -0.0276 0.2537 0.4918 -1.500 0.2542 0.04101 0.03122 -0.0257 0.2496 0.5829 -1.250 0.2961 0.03992 0.03078 -0.0252 0.2472 1.0003 -1.000 0.3319 0.04168 0.03202 -0.0257 0.2461 1.0003 -0.750 0.3648 0.04357 0.03373 -0.0261 0.2461 1.0003 -0.500 0.3969 0.04567 0.03577 -0.0266 0.2470 1.0003 -0.250 0.4283 0.04802 0.03813 -0.0273 0.2490 1.0003 0.000 0.4585 0.05060 0.04074 -0.0281 0.2510 1.0003 0.250 0.4874 0.05342 0.04362 -0.0291 0.2529 1.0003 0.500 0.5149 0.05649 0.04673 -0.0301 0.2549 1.0003 0.750 0.5409 0.05984 0.05007 -0.0309 0.2571 1.0003 1.000 0.5658 0.06350 0.05424 -0.0340 0.2659 1.0003 1.250 0.5858 0.06844 0.05942 -0.0371 0.2777 1.0003 2.000 0.3328 0.10437 0.09762 -0.0866 0.7818 1.0003 2.500 0.3584 0.11097 0.10378 -0.0873 0.7590 1.0003 3.500 0.4559 0.12866 0.12058 -0.0914 0.6748 1.0003 3.750 0.4693 0.13166 0.12339 -0.0904 0.6489 1.0003 4.000 0.4759 0.13369 0.12526 -0.0886 0.6226 1.0003 4.250 0.4867 0.13630 0.12771 -0.0874 0.5967 1.0003 4.500 0.5008 0.13941 0.13065 -0.0866 0.5720 1.0003 4.750 0.5161 0.14272 0.13380 -0.0859 0.5482 1.0003 5.000 0.5309 0.14600 0.13693 -0.0851 0.5247 1.0003