XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 13% AIRFOIL 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 -0.2822 0.05292 0.04261 -0.0058 1.0000 0.4661 -2.750 -0.2600 0.05061 0.04009 -0.0080 1.0000 0.4739 -2.500 -0.2341 0.04852 0.03768 -0.0110 1.0000 0.4827 -2.250 -0.2048 0.04679 0.03552 -0.0146 1.0000 0.4956 -2.000 -0.1807 0.04510 0.03374 -0.0157 1.0000 0.5129 -1.750 -0.1547 0.04392 0.03212 -0.0170 1.0000 0.5398 -1.500 -0.1353 0.04284 0.03121 -0.0162 1.0000 0.5806 -1.250 -0.1201 0.04192 0.03061 -0.0140 1.0000 0.6423 -1.000 -0.1053 0.04084 0.03007 -0.0114 1.0000 0.7128 -0.500 -0.0179 0.03989 0.02783 -0.0262 1.0000 1.0000 -0.250 0.0020 0.04100 0.02819 -0.0272 1.0000 1.0000 0.000 0.0189 0.04218 0.02886 -0.0276 1.0000 1.0000 0.250 0.0346 0.04343 0.02973 -0.0280 1.0000 1.0000 0.500 0.0496 0.04477 0.03075 -0.0284 1.0000 1.0000 0.750 0.0641 0.04621 0.03192 -0.0288 1.0000 1.0000 1.000 0.0782 0.04774 0.03323 -0.0294 1.0000 1.0000 1.250 0.0917 0.04937 0.03467 -0.0300 1.0000 1.0000 1.500 0.1049 0.05110 0.03623 -0.0307 1.0000 1.0000 1.750 0.1176 0.05294 0.03792 -0.0314 1.0000 1.0000 2.000 0.1299 0.05487 0.03973 -0.0322 1.0000 1.0000 2.250 0.1418 0.05690 0.04165 -0.0330 1.0000 1.0000 2.500 0.1534 0.05902 0.04367 -0.0339 1.0000 1.0000 2.750 0.1649 0.06123 0.04580 -0.0349 1.0000 1.0000 3.000 0.1761 0.06352 0.04801 -0.0359 1.0000 1.0000 3.250 0.2646 0.06921 0.05351 -0.0512 0.9443 1.0000 3.500 0.2781 0.07158 0.05585 -0.0526 0.9309 1.0000 3.750 0.2904 0.07430 0.05853 -0.0539 0.9268 1.0000 4.000 0.2960 0.07687 0.06107 -0.0541 0.9315 1.0000 4.250 0.3031 0.07997 0.06410 -0.0548 0.9450 1.0000 4.500 0.2430 0.07851 0.06265 -0.0422 1.0000 1.0000 4.750 0.2542 0.08115 0.06525 -0.0432 1.0000 1.0000 5.000 0.2654 0.08383 0.06789 -0.0443 1.0000 1.0000