XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D BL 13% 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2752 0.06381 0.05461 0.0359 1.0000 0.6312 -2.750 -0.2683 0.06121 0.05208 0.0352 1.0000 0.6391 -2.500 -0.2582 0.05866 0.04961 0.0342 1.0000 0.6509 -2.250 -0.2429 0.05632 0.04737 0.0337 1.0000 0.6687 -2.000 -0.2261 0.05416 0.04537 0.0336 1.0000 0.6920 -1.750 -0.2076 0.05215 0.04352 0.0333 1.0000 0.7213 -1.500 -0.1852 0.05036 0.04205 0.0336 1.0000 0.7629 -1.250 -0.1404 0.04870 0.04083 0.0310 1.0000 0.8440 -1.000 -0.0241 0.04573 0.03830 0.0025 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0216 0.04496 0.03701 -0.0043 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0043 0.04699 0.03834 -0.0116 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0165 0.05086 0.04227 -0.0154 1.0000 1.0000 0.000 -0.0226 0.05470 0.04594 -0.0193 1.0000 1.0000 0.500 0.2294 0.06979 0.05824 -0.0621 0.7693 1.0000 0.750 0.2531 0.07287 0.06089 -0.0635 0.7432 1.0000 1.000 0.2817 0.07626 0.06386 -0.0657 0.7242 1.0000 1.250 0.2803 0.07921 0.06655 -0.0652 0.7200 1.0000 1.500 0.2832 0.08221 0.06929 -0.0651 0.7161 1.0000 1.750 0.2890 0.08528 0.07209 -0.0654 0.7126 1.0000 2.000 0.2959 0.08838 0.07494 -0.0658 0.7102 1.0000 2.250 0.3011 0.09148 0.07780 -0.0662 0.7104 1.0000 2.500 0.3045 0.09457 0.08066 -0.0665 0.7141 1.0000 2.750 0.3122 0.09798 0.08384 -0.0676 0.7206 1.0000 3.000 0.3028 0.10047 0.08619 -0.0671 0.7385 1.0000 3.250 0.2958 0.10309 0.08866 -0.0671 0.7631 1.0000 3.500 0.2910 0.10600 0.09141 -0.0676 0.7968 1.0000 3.750 0.2546 0.10603 0.09143 -0.0639 0.8638 1.0000 4.000 0.1500 0.09843 0.08397 -0.0443 1.0000 1.0000 4.250 0.1624 0.10120 0.08650 -0.0453 1.0000 1.0000 4.500 0.1747 0.10398 0.08905 -0.0463 1.0000 1.0000 4.750 0.1870 0.10678 0.09163 -0.0474 1.0000 1.0000 5.000 0.1994 0.10960 0.09424 -0.0484 1.0000 1.0000