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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0718 0.03992 0.02880 -0.0325 0.2048 0.2485 -2.750 0.1052 0.03965 0.02809 -0.0323 0.1997 0.2628 -2.500 0.1373 0.03919 0.02771 -0.0317 0.1962 0.2800 -2.250 0.1693 0.03897 0.02750 -0.0310 0.1933 0.2999 -2.000 0.2020 0.03901 0.02756 -0.0306 0.1910 0.3253 -1.750 0.2345 0.03922 0.02785 -0.0301 0.1893 0.3581 -1.500 0.2655 0.03939 0.02837 -0.0296 0.1879 0.4027 -1.250 0.2945 0.03938 0.02905 -0.0288 0.1861 0.4909 -0.750 0.3540 0.04018 0.03060 -0.0259 0.1835 1.0003 -0.500 0.3852 0.04194 0.03227 -0.0259 0.1832 1.0003 -0.250 0.4156 0.04406 0.03431 -0.0261 0.1836 1.0003 0.750 0.5334 0.05469 0.04553 -0.0278 0.2003 1.0003 1.000 0.5619 0.05849 0.04997 -0.0296 0.2156 1.0003 1.250 0.5884 0.06369 0.05547 -0.0318 0.2357 1.0003 1.500 0.4274 0.09675 0.09132 -0.0862 0.6043 1.0003 1.750 0.4356 0.09874 0.09308 -0.0831 0.5651 1.0003 2.250 0.4790 0.10398 0.09786 -0.0788 0.4963 1.0003 2.500 0.5027 0.10645 0.10013 -0.0767 0.4651 1.0003 2.750 0.5362 0.10955 0.10302 -0.0747 0.4384 1.0003 3.000 0.5658 0.11284 0.10612 -0.0725 0.4142 1.0003 3.250 0.5766 0.11549 0.10861 -0.0705 0.3919 1.0003 3.500 0.5733 0.11775 0.11074 -0.0691 0.3712 1.0003 3.750 0.5664 0.12032 0.11319 -0.0683 0.3524 1.0003 4.000 0.5653 0.12352 0.11626 -0.0680 0.3374 1.0003 4.250 0.5962 0.12733 0.11993 -0.0667 0.3284 1.0003 4.500 0.5789 0.13010 0.12260 -0.0674 0.3145 1.0003 4.750 0.6092 0.13422 0.12659 -0.0661 0.3075 1.0003 5.000 0.5897 0.13704 0.12932 -0.0677 0.2967 1.0003