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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2263 0.05157 0.04357 -0.0057 1.0000 0.3840 -2.750 -0.2025 0.04921 0.04106 -0.0074 1.0000 0.3900 -2.500 -0.1805 0.04738 0.03922 -0.0077 1.0000 0.4005 -2.250 -0.1511 0.04569 0.03719 -0.0104 1.0000 0.4128 -2.000 -0.1289 0.04428 0.03593 -0.0101 1.0000 0.4282 -1.750 -0.1027 0.04314 0.03477 -0.0112 1.0000 0.4472 -1.500 -0.0768 0.04231 0.03403 -0.0121 1.0000 0.4700 -1.250 -0.0543 0.04195 0.03396 -0.0130 1.0000 0.4959 -0.750 0.2994 0.03498 0.02561 -0.0380 0.5051 1.0000 -0.500 0.3272 0.03640 0.02638 -0.0374 0.4809 1.0000 -0.250 0.3551 0.03796 0.02752 -0.0372 0.4631 1.0000 0.000 0.3824 0.03977 0.02910 -0.0374 0.4491 1.0000 0.250 0.4093 0.04130 0.03014 -0.0367 0.4367 1.0000 0.500 0.4335 0.04356 0.03246 -0.0375 0.4258 1.0000 0.750 0.4592 0.04535 0.03395 -0.0370 0.4163 1.0000 1.000 0.4828 0.04809 0.03669 -0.0381 0.4110 1.0000 1.250 0.5034 0.05142 0.04012 -0.0397 0.4086 1.0000 1.500 0.5201 0.05516 0.04395 -0.0414 0.4079 1.0000 1.750 0.5326 0.05932 0.04818 -0.0432 0.4089 1.0000 2.000 0.5417 0.06372 0.05259 -0.0449 0.4107 1.0000 2.250 0.5493 0.06815 0.05701 -0.0465 0.4125 1.0000 2.500 0.5562 0.07261 0.06143 -0.0479 0.4145 1.0000 2.750 0.5126 0.08122 0.07025 -0.0535 0.4319 1.0000 3.000 0.5144 0.08601 0.07496 -0.0554 0.4387 1.0000 3.250 0.4883 0.09231 0.08122 -0.0586 0.4576 1.0000 3.500 0.4438 0.09870 0.08766 -0.0627 0.4958 1.0000 3.750 0.4185 0.10603 0.09505 -0.0697 0.5755 1.0000 4.500 0.2879 0.11189 0.10109 -0.0713 0.8677 1.0000 4.750 0.3062 0.11544 0.10448 -0.0729 0.8556 1.0000 5.000 0.3333 0.12123 0.11005 -0.0762 0.8497 1.0000