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 0.0293 0.05345 0.04057 -0.0123 0.9997 1.0003 -2.750 0.0114 0.05160 0.03908 -0.0105 0.9997 1.0003 -2.500 -0.0091 0.04974 0.03746 -0.0088 0.9997 1.0003 -2.250 -0.0038 0.04822 0.03536 -0.0135 0.9997 1.0003 -2.000 0.0320 0.04824 0.03395 -0.0200 0.9997 1.0003 -1.750 0.0590 0.04882 0.03360 -0.0218 0.9997 1.0003 -1.500 0.0814 0.04956 0.03374 -0.0222 0.9997 1.0003 -1.250 0.1014 0.05045 0.03423 -0.0224 0.9997 1.0003 -1.000 0.1193 0.05153 0.03507 -0.0224 0.9997 1.0003 -0.750 0.1348 0.05290 0.03632 -0.0227 0.9997 1.0003 -0.500 0.1464 0.05475 0.03818 -0.0232 0.9997 1.0003 -0.250 0.1507 0.05749 0.04102 -0.0245 0.9997 1.0003 0.000 0.1459 0.06140 0.04501 -0.0270 0.9997 1.0003 0.250 0.1402 0.06563 0.04920 -0.0298 0.9997 1.0003 0.500 0.1391 0.06948 0.05292 -0.0324 0.9997 1.0003 0.750 0.1421 0.07303 0.05628 -0.0348 0.9997 1.0003 1.000 0.1475 0.07636 0.05941 -0.0369 0.9997 1.0003 1.250 0.1546 0.07956 0.06237 -0.0388 0.9997 1.0003 1.500 0.1628 0.08266 0.06523 -0.0405 0.9997 1.0003 1.750 0.1719 0.08570 0.06802 -0.0421 0.9997 1.0003 2.000 0.1816 0.08870 0.07077 -0.0437 0.9997 1.0003 2.250 0.1918 0.09168 0.07350 -0.0452 0.9997 1.0003 2.500 0.2024 0.09465 0.07623 -0.0466 0.9997 1.0003 2.750 0.2133 0.09761 0.07895 -0.0480 0.9997 1.0003 3.000 0.2244 0.10057 0.08167 -0.0494 0.9997 1.0003 3.250 0.2358 0.10353 0.08439 -0.0507 0.9997 1.0003 3.500 0.2473 0.10649 0.08713 -0.0520 0.9997 1.0003 3.750 0.2590 0.10945 0.08987 -0.0533 0.9997 1.0003 4.000 0.2707 0.11242 0.09263 -0.0546 0.9997 1.0003 4.250 0.2826 0.11540 0.09539 -0.0559 0.9997 1.0003 4.500 0.2946 0.11838 0.09817 -0.0572 0.9997 1.0003 4.750 0.3066 0.12137 0.10096 -0.0585 0.9997 1.0003 5.000 0.3187 0.12437 0.10377 -0.0598 0.9997 1.0003