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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0679 0.04108 0.03003 -0.0317 0.2278 0.2691 -2.750 0.1019 0.04082 0.02932 -0.0317 0.2191 0.2849 -2.500 0.1338 0.04022 0.02881 -0.0311 0.2135 0.3032 -2.250 0.1673 0.03996 0.02853 -0.0306 0.2098 0.3254 -2.000 0.2007 0.03993 0.02852 -0.0301 0.2068 0.3537 -1.750 0.2333 0.04003 0.02874 -0.0297 0.2047 0.3904 -1.500 0.2643 0.04011 0.02923 -0.0290 0.2033 0.4439 -1.250 0.2903 0.03947 0.02983 -0.0272 0.2026 0.5762 -1.000 0.3248 0.03933 0.03002 -0.0255 0.2016 1.0003 -0.750 0.3565 0.04137 0.03163 -0.0256 0.2004 1.0003 -0.500 0.3879 0.04314 0.03335 -0.0258 0.1996 1.0003 -0.250 0.4185 0.04512 0.03533 -0.0260 0.1993 1.0003 0.000 0.4482 0.04744 0.03761 -0.0263 0.1998 1.0003 0.250 0.4798 0.04956 0.04017 -0.0270 0.2050 1.0003 0.500 0.5087 0.05265 0.04355 -0.0281 0.2112 1.0003 0.750 0.5356 0.05596 0.04681 -0.0286 0.2158 1.0003 1.000 0.5629 0.05999 0.05144 -0.0311 0.2306 1.0003 1.250 0.5883 0.06446 0.05558 -0.0311 0.2367 1.0003 1.500 0.6143 0.07134 0.06338 -0.0379 0.2831 1.0003 1.750 0.3906 0.10067 0.09486 -0.0870 0.6575 1.0003 2.000 0.4237 0.10462 0.09854 -0.0873 0.6285 1.0003 2.250 0.4602 0.10939 0.10303 -0.0876 0.6001 1.0003 2.500 0.4504 0.10966 0.10315 -0.0833 0.5624 1.0003 2.750 0.4794 0.11310 0.10638 -0.0824 0.5332 1.0003 3.000 0.5284 0.11846 0.11150 -0.0820 0.5054 1.0003 3.250 0.5038 0.11846 0.11136 -0.0784 0.4744 1.0003 3.500 0.5163 0.12105 0.11379 -0.0767 0.4474 1.0003 3.750 0.5298 0.12390 0.11647 -0.0753 0.4236 1.0003 4.000 0.5412 0.12685 0.11928 -0.0740 0.4025 1.0003 4.250 0.5575 0.13035 0.12262 -0.0731 0.3858 1.0003 4.500 0.5872 0.13427 0.12639 -0.0719 0.3706 1.0003 4.750 0.5739 0.13617 0.12818 -0.0717 0.3539 1.0003 5.000 0.6021 0.14126 0.13312 -0.0711 0.3461 1.0003