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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0269 0.05668 0.03986 -0.0283 1.0000 1.0000 -2.750 0.0125 0.05547 0.03888 -0.0268 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0062 0.05424 0.03791 -0.0248 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0298 0.05295 0.03689 -0.0222 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0575 0.05154 0.03574 -0.0192 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0818 0.05008 0.03425 -0.0175 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0760 0.04925 0.03241 -0.0210 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0547 0.04948 0.03139 -0.0238 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0355 0.05004 0.03100 -0.0248 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0182 0.05072 0.03092 -0.0251 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0019 0.05150 0.03107 -0.0252 1.0000 1.0000 -0.250 0.0137 0.05236 0.03139 -0.0251 1.0000 1.0000 0.000 0.0288 0.05330 0.03185 -0.0251 1.0000 1.0000 0.250 0.0435 0.05431 0.03245 -0.0251 1.0000 1.0000 0.500 0.0579 0.05541 0.03317 -0.0251 1.0000 1.0000 0.750 0.0719 0.05659 0.03402 -0.0251 1.0000 1.0000 1.000 0.0857 0.05785 0.03499 -0.0253 1.0000 1.0000 1.250 0.0991 0.05919 0.03607 -0.0255 1.0000 1.0000 1.500 0.1121 0.06062 0.03726 -0.0257 1.0000 1.0000 1.750 0.1249 0.06213 0.03857 -0.0261 1.0000 1.0000 2.000 0.1374 0.06374 0.03999 -0.0265 1.0000 1.0000 2.250 0.1496 0.06543 0.04151 -0.0270 1.0000 1.0000 2.500 0.1615 0.06721 0.04315 -0.0275 1.0000 1.0000 2.750 0.1731 0.06908 0.04488 -0.0281 1.0000 1.0000 3.000 0.1846 0.07103 0.04672 -0.0288 1.0000 1.0000 3.250 0.1958 0.07307 0.04864 -0.0296 1.0000 1.0000 3.500 0.2068 0.07517 0.05066 -0.0304 1.0000 1.0000 3.750 0.2177 0.07735 0.05275 -0.0312 1.0000 1.0000 4.000 0.2285 0.07959 0.05491 -0.0321 1.0000 1.0000 4.250 0.2391 0.08188 0.05714 -0.0330 1.0000 1.0000 4.500 0.2497 0.08423 0.05943 -0.0339 1.0000 1.0000 4.750 0.2603 0.08663 0.06178 -0.0349 1.0000 1.0000 5.000 0.2708 0.08908 0.06417 -0.0359 1.0000 1.0000