XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 10% AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4516 0.01078 0.00395 -0.0838 0.7476 0.2500 0.500 0.4996 0.00861 0.00369 -0.0815 0.7139 1.0000 1.000 0.5563 0.00889 0.00362 -0.0811 0.6771 1.0000 1.500 0.6129 0.00919 0.00365 -0.0807 0.6364 1.0000 2.000 0.6692 0.00954 0.00373 -0.0804 0.5924 1.0000 2.500 0.7246 0.01000 0.00388 -0.0800 0.5398 1.0000 3.000 0.7791 0.01057 0.00411 -0.0795 0.4740 1.0000 3.500 0.8321 0.01138 0.00448 -0.0790 0.3917 1.0000 4.000 0.8839 0.01240 0.00502 -0.0785 0.3183 1.0000 4.500 0.9364 0.01333 0.00566 -0.0780 0.2751 1.0000 5.000 0.9895 0.01411 0.00630 -0.0776 0.2479 1.0000 5.500 1.0420 0.01492 0.00701 -0.0771 0.2276 1.0000 6.000 1.0936 0.01579 0.00778 -0.0765 0.2113 1.0000 6.500 1.1441 0.01672 0.00862 -0.0757 0.1968 1.0000 7.000 1.1958 0.01742 0.00938 -0.0750 0.1850 1.0000 7.500 1.2447 0.01842 0.01037 -0.0740 0.1739 1.0000 8.000 1.2926 0.01939 0.01133 -0.0729 0.1633 1.0000 8.500 1.3404 0.02032 0.01236 -0.0717 0.1539 1.0000 9.000 1.3844 0.02161 0.01362 -0.0701 0.1448 1.0000 9.500 1.4295 0.02249 0.01466 -0.0685 0.1368 1.0000 10.000 1.4696 0.02388 0.01609 -0.0663 0.1291 1.0000 10.500 1.5087 0.02497 0.01732 -0.0639 0.1221 1.0000 11.000 1.5425 0.02657 0.01900 -0.0608 0.1155 1.0000 11.500 1.5726 0.02791 0.02050 -0.0572 0.1095 1.0000 12.000 1.5941 0.02990 0.02258 -0.0525 0.1042 1.0000 12.500 1.6153 0.03176 0.02466 -0.0483 0.0991 1.0000 13.000 1.6333 0.03434 0.02729 -0.0444 0.0942 1.0000 13.500 1.6494 0.03690 0.03014 -0.0410 0.0896 1.0000 14.000 1.6616 0.04017 0.03342 -0.0379 0.0849 1.0000 14.500 1.6707 0.04380 0.03742 -0.0356 0.0805 1.0000 15.000 1.6763 0.04812 0.04181 -0.0339 0.0764 1.0000 15.500 1.6775 0.05337 0.04741 -0.0330 0.0728 1.0000 16.000 1.6761 0.05920 0.05342 -0.0330 0.0695 1.0000 16.500 1.6685 0.06612 0.06056 -0.0334 0.0666 1.0000 17.000 1.6576 0.07414 0.06890 -0.0351 0.0639 1.0000 17.500 1.6455 0.08261 0.07754 -0.0376 0.0615 1.0000 18.000 1.6261 0.09255 0.08774 -0.0409 0.0592 1.0000 18.500 1.6017 0.10404 0.09957 -0.0459 0.0571 1.0000 19.000 1.5818 0.11493 0.11065 -0.0510 0.0551 1.0000 19.500 1.5622 0.12588 0.12176 -0.0564 0.0531 1.0000 20.000 1.5249 0.14120 0.13746 -0.0656 0.0514 1.0000 20.500 1.4983 0.15485 0.15135 -0.0743 0.0494 1.0000 21.000 1.4950 0.16329 0.15981 -0.0797 0.0472 1.0000 22.500 0.8107 0.25777 0.25520 -0.1002 0.0492 1.0000 23.000 0.8244 0.26173 0.25920 -0.1008 0.0477 1.0000 23.500 0.8168 0.27153 0.26903 -0.1055 0.0446 1.0000 24.000 0.8246 0.27652 0.27407 -0.1073 0.0426 1.0000 24.500 0.8244 0.28489 0.28248 -0.1105 0.0406 1.0000 25.000 0.8315 0.28994 0.28758 -0.1124 0.0373 1.0000 25.500 1.3079 0.32342 0.32080 -0.1948 0.0210 1.0000 26.000 1.3215 0.32880 0.32621 -0.2003 0.0168 1.0000 26.500 1.3368 0.33134 0.32881 -0.2043 0.0144 1.0000 27.500 1.3603 0.35450 0.35192 -0.2201 0.0115 1.0000 28.500 1.3883 0.37299 0.37043 -0.2337 0.0155 1.0000 29.000 1.4013 0.37785 0.37531 -0.2388 0.0148 1.0000 29.500 1.4138 0.38176 0.37927 -0.2428 0.0145 1.0000 30.000 1.4267 0.39005 0.38755 -0.2506 0.0142 1.0000 30.500 1.4398 0.39679 0.39430 -0.2572 0.0131 1.0000 31.000 1.4516 0.40163 0.39918 -0.2628 0.0124 1.0000 31.500 1.4623 0.40539 0.40299 -0.2676 0.0120 1.0000 32.000 1.4747 0.41251 0.41011 -0.2746 0.0115 1.0000 32.500 1.4863 0.41807 0.41570 -0.2807 0.0104 1.0000 33.000 1.4964 0.42212 0.41979 -0.2862 0.0098 1.0000 33.500 1.5051 0.42536 0.42307 -0.2909 0.0096 1.0000 34.000 1.5176 0.43232 0.43003 -0.2985 0.0092 1.0000 34.500 1.5280 0.43691 0.43465 -0.3047 0.0082 1.0000 35.000 1.5365 0.43998 0.43776 -0.3104 0.0077 1.0000 35.500 1.5429 0.44203 0.43986 -0.3148 0.0075 1.0000 36.000 1.5554 0.44862 0.44644 -0.3229 0.0069 1.0000 36.500 1.5638 0.45224 0.45010 -0.3290 0.0063 1.0000 37.000 1.5707 0.45488 0.45277 -0.3348 0.0059 1.0000