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 -0.0320 0.06077 0.04350 -0.0125 0.9997 1.0003 -2.750 -0.0324 0.05923 0.04155 -0.0143 0.9997 1.0003 -2.500 -0.0121 0.05863 0.03990 -0.0180 0.9997 1.0003 -2.250 0.0125 0.05868 0.03893 -0.0202 0.9997 1.0003 -2.000 0.0355 0.05900 0.03845 -0.0212 0.9997 1.0003 -1.750 0.0567 0.05948 0.03831 -0.0215 0.9997 1.0003 -1.500 0.0766 0.06010 0.03843 -0.0216 0.9997 1.0003 -1.250 0.0952 0.06084 0.03881 -0.0215 0.9997 1.0003 -1.000 0.1128 0.06174 0.03944 -0.0215 0.9997 1.0003 -0.750 0.1291 0.06283 0.04032 -0.0214 0.9997 1.0003 -0.500 0.1438 0.06414 0.04151 -0.0215 0.9997 1.0003 -0.250 0.1564 0.06575 0.04307 -0.0218 0.9997 1.0003 0.000 0.1660 0.06775 0.04506 -0.0224 0.9997 1.0003 0.250 0.1720 0.07026 0.04756 -0.0234 0.9997 1.0003 0.500 0.1743 0.07328 0.05053 -0.0249 0.9997 1.0003 0.750 0.1750 0.07663 0.05376 -0.0268 0.9997 1.0003 1.000 0.1763 0.08003 0.05700 -0.0288 0.9997 1.0003 1.250 0.1791 0.08336 0.06013 -0.0307 0.9997 1.0003 1.500 0.1835 0.08657 0.06312 -0.0326 0.9997 1.0003 1.750 0.1894 0.08972 0.06602 -0.0344 0.9997 1.0003 2.000 0.1964 0.09280 0.06885 -0.0361 0.9997 1.0003 2.250 0.2043 0.09583 0.07163 -0.0378 0.9997 1.0003 2.500 0.2129 0.09881 0.07436 -0.0393 0.9997 1.0003 2.750 0.2220 0.10176 0.07704 -0.0409 0.9997 1.0003 3.000 0.2316 0.10469 0.07972 -0.0424 0.9997 1.0003 3.250 0.2416 0.10760 0.08237 -0.0439 0.9997 1.0003 3.500 0.2519 0.11049 0.08502 -0.0453 0.9997 1.0003 3.750 0.2625 0.11338 0.08765 -0.0467 0.9997 1.0003 4.000 0.2734 0.11625 0.09028 -0.0481 0.9997 1.0003 4.250 0.2844 0.11913 0.09291 -0.0495 0.9997 1.0003 4.500 0.2957 0.12200 0.09555 -0.0509 0.9997 1.0003 4.750 0.3071 0.12487 0.09819 -0.0523 0.9997 1.0003 5.000 0.3186 0.12773 0.10084 -0.0537 0.9997 1.0003