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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1713 0.03786 0.02984 -0.0216 1.0000 0.2163 -2.750 -0.1520 0.03639 0.02853 -0.0210 1.0000 0.2242 -2.500 -0.1279 0.03527 0.02718 -0.0210 1.0000 0.2336 -2.250 -0.1038 0.03406 0.02594 -0.0210 1.0000 0.2440 -2.000 0.0675 0.02871 0.02069 -0.0421 0.9278 0.3023 -1.750 0.1340 0.02540 0.01703 -0.0372 0.6529 0.3478 -1.500 0.1473 0.02649 0.01618 -0.0317 0.3943 0.3753 -1.250 0.1728 0.02664 0.01598 -0.0304 0.3509 0.4209 -1.000 0.1973 0.02620 0.01589 -0.0288 0.3284 0.5086 -0.750 0.2422 0.02508 0.01568 -0.0282 0.3095 1.0000 -0.500 0.2738 0.02601 0.01610 -0.0280 0.2994 1.0000 -0.250 0.3038 0.02697 0.01669 -0.0276 0.2911 1.0000 0.000 0.3330 0.02828 0.01752 -0.0272 0.2847 1.0000 0.250 0.3624 0.02919 0.01841 -0.0269 0.2793 1.0000 0.500 0.3911 0.03026 0.01939 -0.0266 0.2729 1.0000 0.750 0.4192 0.03148 0.02043 -0.0263 0.2669 1.0000 1.000 0.4471 0.03298 0.02175 -0.0261 0.2628 1.0000 1.250 0.4747 0.03493 0.02359 -0.0260 0.2604 1.0000 1.500 0.5026 0.03647 0.02521 -0.0260 0.2592 1.0000 1.750 0.5299 0.03819 0.02705 -0.0259 0.2582 1.0000 2.000 0.5562 0.04002 0.02905 -0.0259 0.2570 1.0000 2.250 0.5813 0.04201 0.03123 -0.0260 0.2552 1.0000 2.500 0.6051 0.04423 0.03363 -0.0261 0.2537 1.0000 2.750 0.6277 0.04684 0.03641 -0.0262 0.2539 1.0000 3.000 0.6491 0.04985 0.03957 -0.0265 0.2558 1.0000 3.250 0.6696 0.05318 0.04299 -0.0267 0.2581 1.0000 3.500 0.6902 0.05654 0.04645 -0.0270 0.2613 1.0000 3.750 0.6823 0.06418 0.05504 -0.0311 0.2803 1.0000 4.000 0.7029 0.06799 0.05880 -0.0314 0.2859 1.0000 4.500 0.4574 0.10568 0.09779 -0.0722 0.5399 1.0000 4.750 0.4722 0.10881 0.10080 -0.0716 0.5224 1.0000 5.000 0.5172 0.11392 0.10578 -0.0724 0.5072 1.0000