XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 20% 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 0.3521 0.01217 0.00568 -0.0349 0.3930 0.7277 0.500 0.4126 0.01229 0.00579 -0.0353 0.3832 0.7639 1.500 0.5327 0.01243 0.00604 -0.0359 0.3650 0.8289 2.000 0.5909 0.01262 0.00624 -0.0359 0.3559 0.8592 2.500 0.6484 0.01271 0.00635 -0.0357 0.3462 0.8888 3.000 0.7010 0.01291 0.00652 -0.0344 0.3367 0.9186 3.500 0.7525 0.01288 0.00656 -0.0329 0.3286 0.9536 4.000 0.8160 0.01298 0.00653 -0.0344 0.3178 0.9988 4.500 0.8808 0.01330 0.00684 -0.0365 0.3098 1.0000 5.000 0.9434 0.01374 0.00717 -0.0383 0.3007 1.0000 5.500 1.0048 0.01422 0.00761 -0.0397 0.2921 1.0000 6.000 1.0655 0.01466 0.00801 -0.0410 0.2839 1.0000 6.500 1.1239 0.01534 0.00859 -0.0420 0.2754 1.0000 7.000 1.1834 0.01575 0.00906 -0.0431 0.2684 1.0000 7.500 1.2403 0.01639 0.00962 -0.0438 0.2608 1.0000 8.000 1.2962 0.01709 0.01034 -0.0444 0.2540 1.0000 8.500 1.3521 0.01766 0.01095 -0.0450 0.2473 1.0000 9.000 1.4041 0.01852 0.01174 -0.0451 0.2404 1.0000 9.500 1.4560 0.01930 0.01260 -0.0451 0.2347 1.0000 10.000 1.5065 0.02003 0.01339 -0.0450 0.2287 1.0000 10.500 1.5513 0.02110 0.01443 -0.0441 0.2226 1.0000 11.000 1.5938 0.02220 0.01561 -0.0429 0.2174 1.0000 11.500 1.6336 0.02324 0.01678 -0.0414 0.2124 1.0000 12.000 1.6606 0.02471 0.01829 -0.0381 0.2075 1.0000 12.500 1.6724 0.02711 0.02073 -0.0334 0.2021 1.0000 13.000 1.6928 0.02949 0.02331 -0.0312 0.1985 1.0000 13.500 1.7092 0.03270 0.02668 -0.0299 0.1943 1.0000 14.000 1.7178 0.03706 0.03112 -0.0294 0.1896 1.0000 14.500 1.7227 0.04207 0.03623 -0.0294 0.1849 1.0000 15.000 1.7251 0.04784 0.04224 -0.0305 0.1813 1.0000 15.500 1.7212 0.05426 0.04881 -0.0316 0.1772 1.0000 16.000 1.7133 0.06084 0.05544 -0.0324 0.1726 1.0000 16.500 1.7058 0.06751 0.06226 -0.0334 0.1685 1.0000 17.000 1.6898 0.07583 0.07081 -0.0355 0.1646 1.0000 17.500 1.6786 0.08361 0.07871 -0.0376 0.1604 1.0000 18.000 1.6849 0.08860 0.08364 -0.0384 0.1551 1.0000 18.500 1.6561 0.09932 0.09467 -0.0421 0.1516 1.0000 19.000 1.6390 0.10842 0.10393 -0.0455 0.1472 1.0000 19.500 1.6399 0.11467 0.11016 -0.0477 0.1427 1.0000 20.000 1.6190 0.12442 0.12013 -0.0518 0.1386 1.0000 20.500 1.5942 0.13517 0.13106 -0.0569 0.1339 1.0000 21.000 1.6032 0.14042 0.13628 -0.0597 0.1297 1.0000 21.500 1.5779 0.15135 0.14742 -0.0655 0.1254 1.0000 22.000 1.5519 0.16288 0.15913 -0.0724 0.1205 1.0000 22.500 1.5756 0.16569 0.16187 -0.0746 0.1168 1.0000 23.000 1.4825 0.18971 0.18631 -0.0897 0.1098 1.0000 23.500 1.5067 0.19249 0.18908 -0.0925 0.1069 1.0000 24.000 1.5506 0.19123 0.18772 -0.0926 0.1047 1.0000 24.500 1.4368 0.22142 0.21830 -0.1135 0.0950 1.0000 25.000 1.4817 0.21943 0.21627 -0.1135 0.0941 1.0000