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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0285 0.06476 0.04304 -0.0282 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0463 0.06321 0.04181 -0.0264 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0661 0.06169 0.04049 -0.0244 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0816 0.06036 0.03902 -0.0231 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0822 0.05954 0.03747 -0.0236 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0710 0.05932 0.03624 -0.0247 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0561 0.05946 0.03540 -0.0253 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0405 0.05980 0.03487 -0.0255 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0250 0.06026 0.03456 -0.0254 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0097 0.06083 0.03444 -0.0253 1.0000 1.0000 -0.500 0.0054 0.06149 0.03447 -0.0250 1.0000 1.0000 -0.250 0.0201 0.06222 0.03465 -0.0248 1.0000 1.0000 0.000 0.0347 0.06304 0.03495 -0.0245 1.0000 1.0000 0.250 0.0490 0.06393 0.03538 -0.0243 1.0000 1.0000 0.500 0.0631 0.06489 0.03593 -0.0242 1.0000 1.0000 0.750 0.0769 0.06594 0.03660 -0.0240 1.0000 1.0000 1.000 0.0905 0.06706 0.03737 -0.0240 1.0000 1.0000 1.250 0.1039 0.06825 0.03826 -0.0240 1.0000 1.0000 1.500 0.1169 0.06953 0.03925 -0.0240 1.0000 1.0000 1.750 0.1298 0.07088 0.04035 -0.0241 1.0000 1.0000 2.000 0.1423 0.07232 0.04155 -0.0243 1.0000 1.0000 2.250 0.1546 0.07383 0.04285 -0.0246 1.0000 1.0000 2.500 0.1666 0.07542 0.04426 -0.0249 1.0000 1.0000 2.750 0.1784 0.07709 0.04576 -0.0253 1.0000 1.0000 3.000 0.1899 0.07884 0.04736 -0.0257 1.0000 1.0000 3.250 0.2012 0.08066 0.04905 -0.0262 1.0000 1.0000 3.500 0.2124 0.08257 0.05083 -0.0268 1.0000 1.0000 3.750 0.2234 0.08454 0.05270 -0.0275 1.0000 1.0000 4.000 0.2343 0.08659 0.05465 -0.0282 1.0000 1.0000 4.250 0.2451 0.08870 0.05667 -0.0289 1.0000 1.0000 4.500 0.2557 0.09087 0.05877 -0.0297 1.0000 1.0000 4.750 0.2662 0.09309 0.06092 -0.0305 1.0000 1.0000 5.000 0.2766 0.09536 0.06314 -0.0314 1.0000 1.0000