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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0041 0.06341 0.05015 -0.0055 0.9997 1.0003 -2.750 -0.0096 0.06153 0.04846 -0.0048 0.9997 1.0003 -2.500 -0.0070 0.06014 0.04670 -0.0071 0.9997 1.0003 -2.250 0.0154 0.05973 0.04550 -0.0109 0.9997 1.0003 -2.000 0.0405 0.05997 0.04509 -0.0131 0.9997 1.0003 -1.750 0.0632 0.06055 0.04528 -0.0142 0.9997 1.0003 -1.500 0.0827 0.06142 0.04601 -0.0149 0.9997 1.0003 -1.250 0.0979 0.06276 0.04741 -0.0155 0.9997 1.0003 -1.000 0.1053 0.06494 0.04977 -0.0166 0.9997 1.0003 -0.750 0.1014 0.06832 0.05319 -0.0185 0.9997 1.0003 -0.500 0.0935 0.07229 0.05697 -0.0209 0.9997 1.0003 -0.250 0.0896 0.07605 0.06040 -0.0234 0.9997 1.0003 0.000 0.0900 0.07950 0.06348 -0.0257 0.9997 1.0003 0.250 0.0934 0.08272 0.06632 -0.0278 0.9997 1.0003 0.500 0.0988 0.08579 0.06899 -0.0298 0.9997 1.0003 0.750 0.1057 0.08878 0.07158 -0.0316 0.9997 1.0003 1.000 0.1138 0.09173 0.07411 -0.0333 0.9997 1.0003 1.250 0.1227 0.09463 0.07661 -0.0350 0.9997 1.0003 1.500 0.1322 0.09751 0.07908 -0.0366 0.9997 1.0003 1.750 0.1422 0.10036 0.08153 -0.0381 0.9997 1.0003 2.000 0.1527 0.10320 0.08398 -0.0396 0.9997 1.0003 2.250 0.1634 0.10603 0.08642 -0.0410 0.9997 1.0003 2.500 0.1745 0.10886 0.08887 -0.0425 0.9997 1.0003 2.750 0.1858 0.11169 0.09132 -0.0439 0.9997 1.0003 3.000 0.1973 0.11452 0.09379 -0.0452 0.9997 1.0003 3.250 0.2090 0.11735 0.09626 -0.0466 0.9997 1.0003 3.500 0.2209 0.12018 0.09874 -0.0480 0.9997 1.0003 3.750 0.2329 0.12302 0.10124 -0.0493 0.9997 1.0003 4.000 0.2450 0.12587 0.10375 -0.0507 0.9997 1.0003 4.250 0.2572 0.12872 0.10627 -0.0520 0.9997 1.0003 4.500 0.2695 0.13158 0.10881 -0.0534 0.9997 1.0003 4.750 0.2819 0.13444 0.11137 -0.0547 0.9997 1.0003 5.000 0.2944 0.13732 0.11394 -0.0561 0.9997 1.0003