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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0397 0.06835 0.05158 -0.0148 1.0000 1.0000 -2.750 0.0273 0.06688 0.05046 -0.0137 1.0000 1.0000 -2.500 0.0113 0.06536 0.04930 -0.0121 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0078 0.06381 0.04806 -0.0103 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0263 0.06235 0.04669 -0.0088 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0337 0.06126 0.04523 -0.0089 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0254 0.06088 0.04409 -0.0103 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0106 0.06105 0.04348 -0.0115 1.0000 1.0000 -1.000 0.0048 0.06155 0.04333 -0.0121 1.0000 1.0000 -0.750 0.0194 0.06228 0.04353 -0.0125 1.0000 1.0000 -0.500 0.0327 0.06322 0.04407 -0.0127 1.0000 1.0000 -0.250 0.0440 0.06441 0.04496 -0.0129 1.0000 1.0000 0.000 0.0530 0.06590 0.04622 -0.0134 1.0000 1.0000 0.250 0.0591 0.06774 0.04788 -0.0140 1.0000 1.0000 0.500 0.0622 0.06997 0.04994 -0.0151 1.0000 1.0000 0.750 0.0636 0.07251 0.05228 -0.0164 1.0000 1.0000 1.000 0.0650 0.07520 0.05472 -0.0179 1.0000 1.0000 1.250 0.0674 0.07792 0.05717 -0.0195 1.0000 1.0000 1.500 0.0713 0.08060 0.05956 -0.0210 1.0000 1.0000 1.750 0.0765 0.08326 0.06191 -0.0225 1.0000 1.0000 2.000 0.0829 0.08589 0.06422 -0.0240 1.0000 1.0000 2.250 0.0901 0.08849 0.06650 -0.0254 1.0000 1.0000 2.500 0.0981 0.09108 0.06876 -0.0267 1.0000 1.0000 2.750 0.1067 0.09365 0.07101 -0.0280 1.0000 1.0000 3.000 0.1159 0.09622 0.07325 -0.0293 1.0000 1.0000 3.250 0.1254 0.09879 0.07549 -0.0305 1.0000 1.0000 3.500 0.1353 0.10135 0.07774 -0.0317 1.0000 1.0000 3.750 0.1455 0.10391 0.07999 -0.0329 1.0000 1.0000 4.000 0.1560 0.10648 0.08225 -0.0341 1.0000 1.0000 4.250 0.1667 0.10906 0.08452 -0.0352 1.0000 1.0000 4.500 0.1776 0.11163 0.08680 -0.0364 1.0000 1.0000 4.750 0.1886 0.11421 0.08909 -0.0375 1.0000 1.0000 5.000 0.1998 0.11681 0.09140 -0.0386 1.0000 1.0000