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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2280 0.05097 0.04212 -0.0009 1.0000 0.4452 -2.750 -0.2049 0.04860 0.03965 -0.0022 1.0000 0.4570 -2.500 -0.1810 0.04639 0.03735 -0.0034 1.0000 0.4717 -2.250 -0.1541 0.04448 0.03528 -0.0051 1.0000 0.4913 -2.000 -0.1306 0.04281 0.03366 -0.0051 1.0000 0.5156 -1.750 -0.1072 0.04131 0.03231 -0.0048 1.0000 0.5457 -1.500 -0.0856 0.03997 0.03129 -0.0038 1.0000 0.5835 -1.250 -0.0644 0.03874 0.03049 -0.0025 1.0000 0.6342 -1.000 -0.0476 0.03753 0.03003 0.0002 1.0000 0.7074 -0.750 -0.0007 0.03576 0.02926 -0.0061 1.0000 1.0000 -0.500 0.0237 0.03815 0.03082 -0.0150 1.0000 1.0000 -0.250 0.3490 0.04053 0.02993 -0.0469 0.5768 1.0000 0.000 0.3727 0.04229 0.03131 -0.0460 0.5479 1.0000 0.250 0.3981 0.04410 0.03271 -0.0452 0.5281 1.0000 0.500 0.4206 0.04673 0.03523 -0.0462 0.5140 1.0000 0.750 0.4439 0.04912 0.03738 -0.0464 0.5028 1.0000 1.000 0.4607 0.05231 0.04056 -0.0478 0.4934 1.0000 1.250 0.4856 0.05433 0.04225 -0.0468 0.4831 1.0000 1.500 0.4948 0.05847 0.04644 -0.0492 0.4784 1.0000 1.750 0.5024 0.06268 0.05064 -0.0512 0.4758 1.0000 2.000 0.5078 0.06708 0.05500 -0.0532 0.4765 1.0000 2.250 0.5124 0.07154 0.05939 -0.0550 0.4792 1.0000 2.500 0.5210 0.07581 0.06353 -0.0566 0.4824 1.0000 2.750 0.4872 0.08207 0.06985 -0.0602 0.4970 1.0000 3.000 0.4945 0.08641 0.07404 -0.0618 0.5042 1.0000 3.250 0.4656 0.09127 0.07886 -0.0635 0.5223 1.0000 3.500 0.4520 0.09567 0.08317 -0.0653 0.5416 1.0000 3.750 0.4407 0.10002 0.08745 -0.0675 0.5675 1.0000 4.000 0.4199 0.10437 0.09178 -0.0704 0.6163 1.0000 4.250 0.1882 0.09438 0.08233 -0.0496 1.0000 1.0000 4.500 0.2007 0.09724 0.08502 -0.0506 1.0000 1.0000 4.750 0.2131 0.10014 0.08774 -0.0516 1.0000 1.0000 5.000 0.2254 0.10305 0.09049 -0.0527 1.0000 1.0000