XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FXW-120 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2658 0.06929 0.06329 0.0051 0.9999 0.4672 -2.750 -0.2660 0.06961 0.06369 0.0015 0.9999 0.4628 -2.500 -0.2619 0.07030 0.06429 -0.0037 0.9999 0.4583 -2.250 -0.1511 0.06928 0.06252 -0.0302 0.9442 0.4551 -2.000 -0.0742 0.06852 0.06114 -0.0452 0.9022 0.4563 -1.750 -0.0238 0.06837 0.06054 -0.0535 0.8785 0.4642 -1.500 0.0164 0.06857 0.06037 -0.0595 0.8623 0.4773 -1.250 0.0562 0.06895 0.06041 -0.0647 0.8494 0.4962 -1.000 0.0835 0.06952 0.06082 -0.0676 0.8396 0.5167 -0.750 0.1148 0.07006 0.06132 -0.0704 0.8299 0.5516 -0.500 0.1336 0.07046 0.06202 -0.0708 0.8230 0.5952 -0.250 0.1566 0.07005 0.06267 -0.0698 0.8158 0.7001 0.000 0.1861 0.07106 0.06342 -0.0748 0.8128 1.0001 0.250 0.2215 0.07395 0.06452 -0.0800 0.8116 1.0001 0.500 0.2443 0.07669 0.06584 -0.0815 0.8144 1.0001 0.750 0.2399 0.07849 0.06709 -0.0798 0.8244 1.0001 1.000 0.2544 0.08115 0.06886 -0.0805 0.8327 1.0001 1.250 0.2490 0.08286 0.07018 -0.0789 0.8481 1.0001 1.500 0.2462 0.08467 0.07158 -0.0776 0.8664 1.0001 1.750 0.2444 0.08651 0.07302 -0.0764 0.8875 1.0001 2.000 0.2271 0.08716 0.07352 -0.0727 0.9186 1.0001 2.250 0.2052 0.08734 0.07356 -0.0675 0.9581 1.0001 2.500 0.1636 0.08544 0.07177 -0.0575 0.9999 1.0001 2.750 0.1782 0.08777 0.07351 -0.0582 0.9999 1.0001 3.000 0.1925 0.09013 0.07536 -0.0589 0.9999 1.0001 3.250 0.2066 0.09253 0.07730 -0.0596 0.9999 1.0001 3.500 0.2206 0.09497 0.07929 -0.0604 0.9999 1.0001 3.750 0.2343 0.09744 0.08137 -0.0612 0.9999 1.0001 4.000 0.2480 0.09993 0.08350 -0.0620 0.9999 1.0001 4.250 0.2615 0.10246 0.08569 -0.0628 0.9999 1.0001 4.500 0.2749 0.10502 0.08793 -0.0636 0.9999 1.0001 4.750 0.2882 0.10760 0.09020 -0.0645 0.9999 1.0001 5.000 0.3014 0.11020 0.09252 -0.0653 0.9999 1.0001