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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4487 0.00978 0.00319 -0.0823 0.6980 0.2117 0.500 0.5065 0.00944 0.00317 -0.0827 0.6625 0.3423 2.000 0.6691 0.00854 0.00318 -0.0804 0.5342 1.0000 2.500 0.7251 0.00905 0.00336 -0.0803 0.4749 1.0000 3.000 0.7801 0.00972 0.00364 -0.0801 0.4018 1.0000 3.500 0.8341 0.01056 0.00405 -0.0799 0.3245 1.0000 4.000 0.8882 0.01136 0.00452 -0.0797 0.2746 1.0000 4.500 0.9429 0.01201 0.00500 -0.0796 0.2440 1.0000 5.000 0.9973 0.01265 0.00551 -0.0793 0.2219 1.0000 5.500 1.0514 0.01327 0.00606 -0.0791 0.2052 1.0000 6.000 1.1048 0.01393 0.00665 -0.0787 0.1913 1.0000 6.500 1.1566 0.01472 0.00735 -0.0782 0.1779 1.0000 7.000 1.2098 0.01526 0.00794 -0.0778 0.1680 1.0000 7.500 1.2605 0.01604 0.00871 -0.0770 0.1578 1.0000 8.000 1.3104 0.01683 0.00947 -0.0762 0.1480 1.0000 8.500 1.3601 0.01756 0.01028 -0.0753 0.1396 1.0000 9.000 1.4057 0.01862 0.01130 -0.0738 0.1307 1.0000 9.500 1.4538 0.01931 0.01211 -0.0727 0.1235 1.0000 10.000 1.4959 0.02044 0.01326 -0.0707 0.1162 1.0000 10.500 1.5386 0.02133 0.01423 -0.0689 0.1089 1.0000 11.000 1.5766 0.02248 0.01548 -0.0663 0.1021 1.0000 11.500 1.6084 0.02385 0.01686 -0.0629 0.0954 1.0000 12.000 1.6390 0.02500 0.01818 -0.0592 0.0896 1.0000 12.500 1.6579 0.02693 0.02016 -0.0543 0.0843 1.0000 13.000 1.6836 0.02864 0.02205 -0.0508 0.0794 1.0000 13.500 1.6986 0.03132 0.02483 -0.0468 0.0753 1.0000 14.000 1.7193 0.03378 0.02750 -0.0440 0.0712 1.0000 14.500 1.7274 0.03754 0.03136 -0.0410 0.0675 1.0000 15.000 1.7428 0.04095 0.03502 -0.0392 0.0638 1.0000 15.500 1.7429 0.04616 0.04035 -0.0377 0.0605 1.0000 16.000 1.7502 0.05099 0.04546 -0.0370 0.0572 1.0000 16.500 1.7436 0.05772 0.05237 -0.0372 0.0546 1.0000 17.000 1.7317 0.06565 0.06054 -0.0382 0.0525 1.0000 17.500 1.7183 0.07424 0.06940 -0.0402 0.0503 1.0000 18.000 1.6935 0.08498 0.08036 -0.0435 0.0485 1.0000 18.500 1.6613 0.09725 0.09287 -0.0479 0.0471 1.0000 19.000 1.6326 0.10949 0.10541 -0.0529 0.0455 1.0000 19.500 1.6000 0.12271 0.11888 -0.0590 0.0440 1.0000 20.000 1.5681 0.13619 0.13254 -0.0660 0.0427 1.0000 20.500 1.5420 0.14886 0.14539 -0.0732 0.0412 1.0000 21.000 1.5188 0.16153 0.15830 -0.0810 0.0396 1.0000 21.500 1.5012 0.17334 0.17024 -0.0889 0.0379 1.0000 22.000 1.4877 0.18436 0.18137 -0.0966 0.0362 1.0000 22.500 1.4688 0.19727 0.19449 -0.1061 0.0343 1.0000 23.000 1.4647 0.20663 0.20387 -0.1133 0.0323 1.0000 23.500 1.4435 0.22094 0.21843 -0.1245 0.0306 1.0000 24.000 1.4321 0.23301 0.23063 -0.1342 0.0288 1.0000 24.500 1.4167 0.24664 0.24439 -0.1452 0.0271 1.0000 25.000 1.3743 0.27085 0.26877 -0.1638 0.0242 1.0000