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 -0.1757 0.05194 0.04153 0.0155 0.9997 0.6703 -2.750 -0.1533 0.04971 0.03951 0.0155 0.9997 0.7024 -2.500 -0.1316 0.04764 0.03774 0.0165 0.9997 0.7457 -2.250 -0.1034 0.04557 0.03612 0.0172 0.9997 0.8145 -2.000 0.0028 0.04209 0.03301 -0.0055 0.9997 1.0003 -1.750 0.0538 0.04159 0.03079 -0.0202 0.9997 1.0003 -1.500 0.0852 0.04246 0.03063 -0.0229 0.9997 1.0003 -1.250 0.1071 0.04349 0.03119 -0.0234 0.9997 1.0003 -1.000 0.1246 0.04483 0.03233 -0.0237 0.9997 1.0003 -0.750 0.1354 0.04690 0.03446 -0.0246 0.9997 1.0003 -0.500 0.1263 0.05127 0.03913 -0.0275 0.9997 1.0003 -0.250 0.1091 0.05686 0.04490 -0.0319 0.9997 1.0003 0.000 0.3360 0.06604 0.05300 -0.0730 0.7882 1.0003 0.250 0.3868 0.06920 0.05575 -0.0773 0.7417 1.0003 0.500 0.4122 0.07259 0.05884 -0.0791 0.7196 1.0003 0.750 0.4169 0.07607 0.06211 -0.0789 0.7078 1.0003 1.000 0.4341 0.07960 0.06537 -0.0799 0.6947 1.0003 1.250 0.4321 0.08313 0.06871 -0.0793 0.6890 1.0003 1.500 0.4406 0.08671 0.07209 -0.0797 0.6820 1.0003 1.750 0.4637 0.09058 0.07570 -0.0816 0.6742 1.0003 2.000 0.4490 0.09415 0.07915 -0.0806 0.6802 1.0003 2.250 0.4436 0.09783 0.08268 -0.0807 0.6877 1.0003 2.500 0.4500 0.10183 0.08651 -0.0820 0.6953 1.0003 2.750 0.4394 0.10513 0.08970 -0.0817 0.7097 1.0003 3.000 0.4475 0.10929 0.09368 -0.0834 0.7220 1.0003 3.250 0.4360 0.11234 0.09664 -0.0832 0.7446 1.0003 3.500 0.4308 0.11577 0.09996 -0.0839 0.7720 1.0003 3.750 0.4076 0.11784 0.10197 -0.0824 0.8206 1.0003 4.000 0.3602 0.11831 0.10241 -0.0768 0.9189 1.0003 4.250 0.2863 0.11357 0.09768 -0.0611 0.9997 1.0003 4.500 0.2986 0.11664 0.10057 -0.0623 0.9997 1.0003 4.750 0.3109 0.11972 0.10348 -0.0635 0.9997 1.0003 5.000 0.3233 0.12282 0.10641 -0.0648 0.9997 1.0003