XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 13% 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.4669 0.00884 0.00352 -0.0499 0.4899 1.0000 1.500 0.5256 0.00915 0.00359 -0.0501 0.4548 1.0000 2.000 0.5841 0.00952 0.00371 -0.0505 0.4174 1.0000 2.500 0.6422 0.00997 0.00391 -0.0508 0.3770 1.0000 3.000 0.6999 0.01051 0.00417 -0.0511 0.3363 1.0000 3.500 0.7576 0.01103 0.00449 -0.0515 0.3032 1.0000 4.000 0.8147 0.01163 0.00488 -0.0517 0.2758 1.0000 4.500 0.8716 0.01220 0.00531 -0.0520 0.2549 1.0000 5.000 0.9284 0.01274 0.00575 -0.0522 0.2378 1.0000 5.500 0.9847 0.01330 0.00625 -0.0524 0.2236 1.0000 6.000 1.0399 0.01399 0.00683 -0.0524 0.2108 1.0000 6.500 1.0954 0.01454 0.00736 -0.0525 0.2003 1.0000 7.000 1.1493 0.01524 0.00804 -0.0524 0.1908 1.0000 7.500 1.2032 0.01588 0.00866 -0.0523 0.1822 1.0000 8.000 1.2550 0.01669 0.00946 -0.0519 0.1740 1.0000 8.500 1.3072 0.01735 0.01017 -0.0515 0.1669 1.0000 9.000 1.3553 0.01838 0.01116 -0.0506 0.1592 1.0000 9.500 1.4056 0.01905 0.01194 -0.0500 0.1534 1.0000 10.000 1.4502 0.02014 0.01299 -0.0487 0.1464 1.0000 10.500 1.4951 0.02107 0.01405 -0.0473 0.1412 1.0000 11.000 1.5371 0.02204 0.01508 -0.0456 0.1355 1.0000 11.500 1.5698 0.02357 0.01663 -0.0427 0.1300 1.0000 12.000 1.6037 0.02469 0.01792 -0.0398 0.1258 1.0000 12.500 1.6252 0.02634 0.01966 -0.0355 0.1214 1.0000 13.000 1.6407 0.02887 0.02225 -0.0314 0.1171 1.0000 13.500 1.6648 0.03103 0.02463 -0.0291 0.1136 1.0000 14.000 1.6838 0.03385 0.02757 -0.0272 0.1097 1.0000 14.500 1.6915 0.03790 0.03167 -0.0251 0.1057 1.0000 15.000 1.7082 0.04146 0.03549 -0.0244 0.1026 1.0000 15.500 1.7185 0.04585 0.04004 -0.0241 0.0990 1.0000 16.000 1.7166 0.05159 0.04584 -0.0238 0.0955 1.0000 16.500 1.7177 0.05736 0.05186 -0.0242 0.0928 1.0000 17.000 1.7154 0.06384 0.05857 -0.0254 0.0898 1.0000 17.500 1.7068 0.07133 0.06619 -0.0270 0.0872 1.0000 18.000 1.6938 0.07937 0.07436 -0.0287 0.0846 1.0000 18.500 1.6805 0.08819 0.08347 -0.0316 0.0824 1.0000 19.000 1.6632 0.09773 0.09323 -0.0351 0.0800 1.0000 19.500 1.6468 0.10720 0.10281 -0.0388 0.0776 1.0000 20.000 1.6299 0.11665 0.11242 -0.0427 0.0752 1.0000 20.500 1.6040 0.12840 0.12445 -0.0486 0.0730 1.0000 21.000 1.5842 0.13920 0.13543 -0.0545 0.0706 1.0000 21.500 1.5803 0.14686 0.14310 -0.0588 0.0681 1.0000 22.000 1.5504 0.16014 0.15667 -0.0672 0.0660 1.0000 22.500 1.5237 0.17320 0.16996 -0.0762 0.0635 1.0000 23.000 1.5256 0.18029 0.17707 -0.0813 0.0611 1.0000 23.500 1.4754 0.19915 0.19626 -0.0953 0.0584 1.0000 24.000 1.4360 0.21677 0.21407 -0.1089 0.0549 1.0000 24.500 1.4841 0.21290 0.21007 -0.1067 0.0534 1.0000