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 -0.0281 0.03486 0.02630 -0.0335 0.9997 0.2433 -2.750 -0.0063 0.03430 0.02577 -0.0330 0.9997 0.2549 -2.500 0.0171 0.03373 0.02522 -0.0327 0.9997 0.2678 -2.250 0.1870 0.02713 0.01865 -0.0470 0.7476 0.3439 -2.000 0.1970 0.02847 0.01783 -0.0395 0.4027 0.3699 -1.750 0.2236 0.02876 0.01770 -0.0385 0.3512 0.4190 -1.500 0.2473 0.02792 0.01766 -0.0367 0.3280 0.5583 -1.250 0.2793 0.02696 0.01692 -0.0345 0.3110 1.0003 -1.000 0.3112 0.02803 0.01744 -0.0343 0.3001 1.0003 -0.750 0.3429 0.02905 0.01813 -0.0342 0.2910 1.0003 -0.500 0.3737 0.03044 0.01907 -0.0341 0.2841 1.0003 -0.250 0.4052 0.03147 0.02003 -0.0342 0.2784 1.0003 0.000 0.4359 0.03262 0.02108 -0.0343 0.2717 1.0003 0.250 0.4659 0.03393 0.02222 -0.0343 0.2655 1.0003 0.500 0.4956 0.03560 0.02369 -0.0345 0.2612 1.0003 0.750 0.5255 0.03753 0.02554 -0.0348 0.2588 1.0003 1.000 0.5559 0.03910 0.02723 -0.0351 0.2574 1.0003 1.250 0.5858 0.04087 0.02914 -0.0355 0.2563 1.0003 1.500 0.6149 0.04276 0.03120 -0.0360 0.2547 1.0003 1.750 0.6430 0.04479 0.03342 -0.0365 0.2525 1.0003 2.000 0.6701 0.04706 0.03588 -0.0370 0.2509 1.0003 2.250 0.6964 0.04977 0.03880 -0.0377 0.2515 1.0003 2.500 0.7213 0.05289 0.04211 -0.0385 0.2535 1.0003 2.750 0.7448 0.05637 0.04572 -0.0392 0.2561 1.0003 3.000 0.7682 0.06020 0.04955 -0.0398 0.2585 1.0003 3.250 0.7723 0.06748 0.05797 -0.0447 0.2768 1.0003 3.500 0.7885 0.07243 0.06305 -0.0464 0.2865 1.0003 4.000 0.5425 0.11465 0.10662 -0.0866 0.5420 1.0003 4.250 0.6046 0.12128 0.11311 -0.0889 0.5289 1.0003 4.500 0.5937 0.12200 0.11375 -0.0863 0.5074 1.0003 4.750 0.5869 0.12383 0.11549 -0.0845 0.4879 1.0003 5.000 0.5905 0.12677 0.11833 -0.0837 0.4721 1.0003