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 -0.0834 0.04516 0.03518 -0.0186 0.9997 0.4883 -2.750 -0.0588 0.04360 0.03370 -0.0186 0.9997 0.5127 -2.500 -0.0327 0.04224 0.03243 -0.0189 0.9997 0.5435 -2.250 -0.0114 0.04096 0.03151 -0.0176 0.9997 0.5808 -2.000 0.0099 0.03977 0.03078 -0.0161 0.9997 0.6332 -1.750 0.0265 0.03844 0.03026 -0.0130 0.9997 0.7137 -1.500 0.0716 0.03679 0.02904 -0.0195 0.9997 1.0003 -1.250 0.1106 0.03817 0.02921 -0.0246 0.9997 1.0003 -1.000 0.1204 0.04071 0.03178 -0.0263 0.9997 1.0003 -0.750 0.3913 0.04136 0.03002 -0.0533 0.5877 1.0003 -0.500 0.4178 0.04285 0.03089 -0.0513 0.5544 1.0003 -0.250 0.4460 0.04477 0.03243 -0.0510 0.5305 1.0003 0.000 0.4749 0.04728 0.03480 -0.0524 0.5136 1.0003 0.250 0.5027 0.04972 0.03703 -0.0532 0.5005 1.0003 0.500 0.5286 0.05242 0.03963 -0.0544 0.4882 1.0003 0.750 0.5534 0.05517 0.04223 -0.0551 0.4781 1.0003 1.000 0.5731 0.05886 0.04600 -0.0575 0.4707 1.0003 1.250 0.5922 0.06267 0.04980 -0.0595 0.4664 1.0003 1.500 0.6053 0.06745 0.05464 -0.0626 0.4667 1.0003 1.750 0.6100 0.07288 0.06013 -0.0659 0.4701 1.0003 2.000 0.6120 0.07827 0.06552 -0.0686 0.4750 1.0003 2.250 0.6179 0.08321 0.07039 -0.0706 0.4793 1.0003 2.750 0.5900 0.09507 0.08222 -0.0759 0.5015 1.0003 3.250 0.5449 0.10590 0.09297 -0.0795 0.5419 1.0003 3.500 0.5348 0.11109 0.09810 -0.0821 0.5706 1.0003 4.000 0.2803 0.10946 0.09696 -0.0647 0.9997 1.0003 4.250 0.2928 0.11260 0.09994 -0.0659 0.9997 1.0003 4.500 0.3053 0.11575 0.10294 -0.0671 0.9997 1.0003 4.750 0.3179 0.11892 0.10596 -0.0683 0.9997 1.0003 5.000 0.3304 0.12210 0.10901 -0.0695 0.9997 1.0003