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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0616 0.04238 0.03139 -0.0304 0.2575 0.2961 -2.750 0.0970 0.04173 0.03048 -0.0305 0.2479 0.3122 -2.500 0.1302 0.04148 0.03000 -0.0302 0.2390 0.3329 -2.250 0.1648 0.04121 0.02971 -0.0300 0.2324 0.3582 -2.000 0.1986 0.04097 0.02961 -0.0295 0.2276 0.3898 -1.750 0.2309 0.04086 0.02981 -0.0289 0.2248 0.4324 -1.500 0.2616 0.04067 0.03021 -0.0280 0.2229 0.4996 -1.250 0.2893 0.03859 0.03000 -0.0245 0.2218 1.0003 -1.000 0.3282 0.04039 0.03094 -0.0255 0.2212 1.0003 -0.750 0.3610 0.04220 0.03255 -0.0257 0.2216 1.0003 -0.500 0.3926 0.04417 0.03443 -0.0260 0.2218 1.0003 -0.250 0.4234 0.04630 0.03654 -0.0264 0.2219 1.0003 0.000 0.4534 0.04861 0.03889 -0.0269 0.2223 1.0003 0.250 0.4829 0.05118 0.04160 -0.0277 0.2240 1.0003 0.500 0.5111 0.05424 0.04486 -0.0288 0.2283 1.0003 0.750 0.5377 0.05765 0.04831 -0.0297 0.2333 1.0003 1.000 0.5641 0.06156 0.05275 -0.0325 0.2462 1.0003 1.250 0.5873 0.06605 0.05726 -0.0339 0.2562 1.0003 1.500 0.6079 0.07191 0.06355 -0.0387 0.2814 1.0003 2.000 0.3654 0.10434 0.09802 -0.0873 0.7125 1.0003 2.500 0.4039 0.11137 0.10459 -0.0873 0.6667 1.0003 2.750 0.4217 0.11436 0.10736 -0.0864 0.6365 1.0003 3.000 0.4441 0.11782 0.11062 -0.0860 0.6081 1.0003 3.250 0.4694 0.12163 0.11422 -0.0856 0.5807 1.0003 3.750 0.5259 0.13057 0.12274 -0.0847 0.5286 1.0003 4.000 0.5219 0.13179 0.12383 -0.0823 0.5029 1.0003 4.250 0.5280 0.13402 0.12591 -0.0806 0.4776 1.0003 4.500 0.5429 0.13723 0.12896 -0.0795 0.4552 1.0003 4.750 0.5703 0.14171 0.13327 -0.0788 0.4348 1.0003