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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0661 0.05587 0.04271 -0.0150 1.0000 1.0000 -2.750 0.0581 0.05439 0.04151 -0.0144 1.0000 1.0000 -2.500 0.0456 0.05293 0.04035 -0.0134 1.0000 1.0000 -2.250 0.0278 0.05146 0.03920 -0.0118 1.0000 1.0000 -2.000 0.0042 0.04992 0.03800 -0.0095 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0213 0.04838 0.03660 -0.0073 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0244 0.04724 0.03483 -0.0094 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0030 0.04724 0.03374 -0.0125 1.0000 1.0000 -1.000 0.0174 0.04773 0.03345 -0.0135 1.0000 1.0000 -0.750 0.0351 0.04842 0.03363 -0.0137 1.0000 1.0000 -0.500 0.0504 0.04932 0.03419 -0.0138 1.0000 1.0000 -0.250 0.0629 0.05051 0.03519 -0.0140 1.0000 1.0000 0.000 0.0709 0.05217 0.03678 -0.0146 1.0000 1.0000 0.250 0.0718 0.05458 0.03918 -0.0159 1.0000 1.0000 0.500 0.0670 0.05773 0.04231 -0.0180 1.0000 1.0000 0.750 0.0635 0.06100 0.04546 -0.0203 1.0000 1.0000 1.000 0.0639 0.06408 0.04834 -0.0225 1.0000 1.0000 1.250 0.0675 0.06699 0.05102 -0.0245 1.0000 1.0000 1.500 0.0732 0.06979 0.05356 -0.0263 1.0000 1.0000 1.750 0.0804 0.07251 0.05602 -0.0279 1.0000 1.0000 2.000 0.0885 0.07519 0.05842 -0.0294 1.0000 1.0000 2.250 0.0975 0.07783 0.06079 -0.0308 1.0000 1.0000 2.500 0.1071 0.08047 0.06315 -0.0322 1.0000 1.0000 2.750 0.1171 0.08310 0.06550 -0.0335 1.0000 1.0000 3.000 0.1275 0.08573 0.06786 -0.0347 1.0000 1.0000 3.250 0.1381 0.08837 0.07023 -0.0359 1.0000 1.0000 3.500 0.1490 0.09102 0.07262 -0.0371 1.0000 1.0000 3.750 0.1601 0.09369 0.07504 -0.0382 1.0000 1.0000 4.000 0.1713 0.09638 0.07747 -0.0393 1.0000 1.0000 4.250 0.1826 0.09908 0.07993 -0.0404 1.0000 1.0000 4.500 0.1941 0.10180 0.08242 -0.0415 1.0000 1.0000 4.750 0.2056 0.10454 0.08493 -0.0426 1.0000 1.0000 5.000 0.2172 0.10729 0.08745 -0.0437 1.0000 1.0000