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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0898 0.05973 0.04738 -0.0141 1.0000 1.0000 -2.750 0.0811 0.05850 0.04643 -0.0132 1.0000 1.0000 -2.500 0.0690 0.05730 0.04550 -0.0120 1.0000 1.0000 -2.250 0.0530 0.05609 0.04458 -0.0103 1.0000 1.0000 -2.000 0.0326 0.05483 0.04361 -0.0082 1.0000 1.0000 -1.750 0.0075 0.05346 0.04254 -0.0057 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0195 0.05200 0.04125 -0.0033 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0291 0.05078 0.03963 -0.0049 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0094 0.05083 0.03866 -0.0095 1.0000 1.0000 -0.750 0.0095 0.05169 0.03877 -0.0116 1.0000 1.0000 -0.500 0.0230 0.05298 0.03963 -0.0128 1.0000 1.0000 -0.250 0.0300 0.05483 0.04126 -0.0139 1.0000 1.0000 0.000 0.0295 0.05744 0.04377 -0.0156 1.0000 1.0000 0.250 0.0250 0.06062 0.04683 -0.0178 1.0000 1.0000 0.500 0.0231 0.06377 0.04978 -0.0201 1.0000 1.0000 0.750 0.0250 0.06676 0.05250 -0.0222 1.0000 1.0000 1.000 0.0296 0.06960 0.05504 -0.0241 1.0000 1.0000 1.250 0.0360 0.07235 0.05746 -0.0258 1.0000 1.0000 1.500 0.0437 0.07503 0.05981 -0.0274 1.0000 1.0000 1.750 0.0524 0.07767 0.06211 -0.0289 1.0000 1.0000 2.000 0.0618 0.08029 0.06439 -0.0303 1.0000 1.0000 2.250 0.0718 0.08289 0.06667 -0.0316 1.0000 1.0000 2.500 0.0821 0.08549 0.06894 -0.0329 1.0000 1.0000 2.750 0.0928 0.08809 0.07123 -0.0341 1.0000 1.0000 3.000 0.1037 0.09069 0.07352 -0.0352 1.0000 1.0000 3.250 0.1149 0.09332 0.07585 -0.0364 1.0000 1.0000 3.500 0.1262 0.09596 0.07819 -0.0375 1.0000 1.0000 3.750 0.1377 0.09861 0.08056 -0.0386 1.0000 1.0000 4.000 0.1493 0.10128 0.08295 -0.0397 1.0000 1.0000 4.250 0.1611 0.10396 0.08536 -0.0408 1.0000 1.0000 4.500 0.1729 0.10665 0.08779 -0.0418 1.0000 1.0000 4.750 0.1848 0.10936 0.09024 -0.0429 1.0000 1.0000 5.000 0.1967 0.11208 0.09272 -0.0440 1.0000 1.0000