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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0138 0.06433 0.04677 -0.0155 1.0000 1.0000 -2.750 0.0008 0.06265 0.04546 -0.0145 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0158 0.06098 0.04412 -0.0131 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0321 0.05942 0.04267 -0.0118 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0373 0.05827 0.04111 -0.0119 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0272 0.05780 0.03982 -0.0131 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0111 0.05779 0.03900 -0.0139 1.0000 1.0000 -1.250 0.0059 0.05805 0.03857 -0.0142 1.0000 1.0000 -1.000 0.0225 0.05848 0.03844 -0.0142 1.0000 1.0000 -0.750 0.0384 0.05906 0.03858 -0.0140 1.0000 1.0000 -0.500 0.0533 0.05979 0.03897 -0.0138 1.0000 1.0000 -0.250 0.0669 0.06070 0.03962 -0.0137 1.0000 1.0000 0.000 0.0790 0.06183 0.04055 -0.0136 1.0000 1.0000 0.250 0.0888 0.06323 0.04181 -0.0138 1.0000 1.0000 0.500 0.0959 0.06497 0.04346 -0.0143 1.0000 1.0000 0.750 0.0998 0.06712 0.04551 -0.0152 1.0000 1.0000 1.000 0.1014 0.06963 0.04790 -0.0165 1.0000 1.0000 1.250 0.1023 0.07236 0.05044 -0.0180 1.0000 1.0000 1.500 0.1042 0.07514 0.05299 -0.0196 1.0000 1.0000 1.750 0.1075 0.07789 0.05550 -0.0212 1.0000 1.0000 2.000 0.1121 0.08060 0.05794 -0.0228 1.0000 1.0000 2.250 0.1181 0.08328 0.06035 -0.0243 1.0000 1.0000 2.500 0.1250 0.08594 0.06272 -0.0257 1.0000 1.0000 2.750 0.1326 0.08857 0.06507 -0.0271 1.0000 1.0000 3.000 0.1409 0.09120 0.06741 -0.0285 1.0000 1.0000 3.250 0.1498 0.09381 0.06975 -0.0298 1.0000 1.0000 3.500 0.1590 0.09643 0.07208 -0.0310 1.0000 1.0000 3.750 0.1686 0.09904 0.07440 -0.0323 1.0000 1.0000 4.000 0.1786 0.10165 0.07674 -0.0335 1.0000 1.0000 4.250 0.1888 0.10427 0.07909 -0.0347 1.0000 1.0000 4.500 0.1992 0.10689 0.08145 -0.0359 1.0000 1.0000 4.750 0.2098 0.10952 0.08381 -0.0370 1.0000 1.0000 5.000 0.2206 0.11215 0.08618 -0.0382 1.0000 1.0000