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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0696 0.05593 0.04729 -0.0053 0.9997 1.0003 -2.750 0.0565 0.05422 0.04600 -0.0040 0.9997 1.0003 -2.500 0.0380 0.05249 0.04467 -0.0022 0.9997 1.0003 -2.250 0.0176 0.05077 0.04322 -0.0006 0.9997 1.0003 -2.000 0.0238 0.04953 0.04171 -0.0056 0.9997 1.0003 -1.750 0.0544 0.05033 0.04200 -0.0127 0.9997 1.0003 -1.500 0.0539 0.05361 0.04544 -0.0160 0.9997 1.0003 -1.250 0.0338 0.05850 0.05036 -0.0193 0.9997 1.0003 -1.000 0.0270 0.06272 0.05425 -0.0230 0.9997 1.0003 -0.750 0.0294 0.06632 0.05736 -0.0265 0.9997 1.0003 -0.500 0.0358 0.06961 0.06010 -0.0294 0.9997 1.0003 -0.250 0.1563 0.07827 0.06720 -0.0540 0.9044 1.0003 0.000 0.2019 0.08285 0.07103 -0.0610 0.8640 1.0003 0.250 0.2304 0.08676 0.07437 -0.0646 0.8399 1.0003 0.500 0.2571 0.09070 0.07779 -0.0678 0.8208 1.0003 0.750 0.2657 0.09385 0.08056 -0.0685 0.8134 1.0003 1.000 0.2771 0.09725 0.08359 -0.0696 0.8089 1.0003 1.500 0.2883 0.10361 0.08929 -0.0708 0.8161 1.0003 1.750 0.2978 0.10716 0.09250 -0.0720 0.8222 1.0003 2.000 0.2924 0.10940 0.09452 -0.0711 0.8347 1.0003 2.250 0.2984 0.11267 0.09748 -0.0719 0.8459 1.0003 2.500 0.2918 0.11461 0.09921 -0.0706 0.8640 1.0003 2.750 0.2878 0.11678 0.10114 -0.0697 0.8847 1.0003 3.000 0.2806 0.11857 0.10271 -0.0681 0.9107 1.0003 3.250 0.2655 0.11943 0.10339 -0.0647 0.9457 1.0003 3.500 0.2204 0.11657 0.10042 -0.0542 0.9997 1.0003 3.750 0.2330 0.11955 0.10310 -0.0555 0.9997 1.0003 4.000 0.2457 0.12254 0.10579 -0.0567 0.9997 1.0003 4.250 0.2584 0.12554 0.10851 -0.0580 0.9997 1.0003 4.500 0.2711 0.12855 0.11125 -0.0593 0.9997 1.0003 4.750 0.2839 0.13158 0.11401 -0.0606 0.9997 1.0003 5.000 0.2966 0.13461 0.11679 -0.0619 0.9997 1.0003