XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D BL 12% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2714 0.05962 0.04990 0.0309 1.0000 0.6276 -2.750 -0.2594 0.05695 0.04730 0.0304 1.0000 0.6410 -2.500 -0.2443 0.05440 0.04489 0.0303 1.0000 0.6597 -2.250 -0.2278 0.05200 0.04261 0.0302 1.0000 0.6832 -2.000 -0.2092 0.04979 0.04057 0.0306 1.0000 0.7156 -1.750 -0.1862 0.04771 0.03875 0.0311 1.0000 0.7609 -1.500 0.0055 0.04243 0.03380 -0.0042 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0214 0.04094 0.03231 -0.0028 1.0000 1.0000 -1.000 0.0067 0.04048 0.03042 -0.0114 1.0000 1.0000 -0.750 0.0308 0.04128 0.03040 -0.0135 1.0000 1.0000 -0.500 0.0464 0.04245 0.03122 -0.0143 1.0000 1.0000 -0.250 0.0525 0.04439 0.03313 -0.0154 1.0000 1.0000 0.000 0.0405 0.04808 0.03701 -0.0182 1.0000 1.0000 0.250 0.0289 0.05216 0.04112 -0.0217 1.0000 1.0000 0.750 0.2673 0.06671 0.05410 -0.0627 0.7693 1.0000 1.000 0.2908 0.06979 0.05684 -0.0642 0.7426 1.0000 1.250 0.3189 0.07317 0.05988 -0.0664 0.7241 1.0000 1.500 0.3167 0.07611 0.06260 -0.0657 0.7184 1.0000 1.750 0.3223 0.07916 0.06541 -0.0658 0.7116 1.0000 2.000 0.3487 0.08275 0.06867 -0.0678 0.6995 1.0000 2.250 0.3501 0.08582 0.07154 -0.0677 0.6978 1.0000 2.500 0.3548 0.08903 0.07454 -0.0681 0.6978 1.0000 2.750 0.3561 0.09218 0.07752 -0.0685 0.7026 1.0000 3.000 0.3462 0.09489 0.08007 -0.0679 0.7152 1.0000 3.250 0.3519 0.09837 0.08338 -0.0692 0.7280 1.0000 3.500 0.3483 0.10140 0.08624 -0.0696 0.7473 1.0000 3.750 0.3426 0.10422 0.08893 -0.0699 0.7735 1.0000 4.000 0.3174 0.10531 0.08996 -0.0678 0.8181 1.0000 4.250 0.2832 0.10551 0.09010 -0.0638 0.8923 1.0000 4.750 0.2077 0.10184 0.08626 -0.0473 1.0000 1.0000 5.000 0.2198 0.10467 0.08891 -0.0483 1.0000 1.0000