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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0675 0.05543 0.04810 -0.0593 0.7113 0.3316 -2.750 0.1023 0.05435 0.04643 -0.0609 0.6851 0.3295 -2.500 0.1369 0.05371 0.04515 -0.0629 0.6631 0.3329 -2.250 0.1698 0.05319 0.04420 -0.0643 0.6456 0.3402 -2.000 0.2029 0.05330 0.04397 -0.0668 0.6318 0.3489 -1.750 0.2355 0.05363 0.04398 -0.0692 0.6219 0.3602 -1.500 0.2647 0.05411 0.04435 -0.0710 0.6138 0.3822 -1.250 0.2940 0.05447 0.04466 -0.0719 0.6078 0.4155 -1.000 0.3148 0.05566 0.04620 -0.0741 0.6039 0.4548 -0.750 0.3304 0.05630 0.04774 -0.0745 0.6008 0.5317 -0.500 0.3607 0.05685 0.04880 -0.0758 0.5969 1.0001 -0.250 0.3877 0.05941 0.04988 -0.0764 0.5927 1.0001 0.000 0.4073 0.06202 0.05164 -0.0769 0.5891 1.0001 0.250 0.4161 0.06516 0.05433 -0.0781 0.5882 1.0001 0.500 0.4261 0.06828 0.05704 -0.0793 0.5888 1.0001 0.750 0.4165 0.07209 0.06074 -0.0809 0.5967 1.0001 1.000 0.4201 0.07549 0.06384 -0.0822 0.6044 1.0001 1.250 0.4097 0.07887 0.06708 -0.0828 0.6171 1.0001 1.500 0.4235 0.08230 0.07014 -0.0844 0.6272 1.0001 1.750 0.3976 0.08544 0.07330 -0.0845 0.6537 1.0001 2.000 0.3971 0.08896 0.07662 -0.0864 0.6819 1.0001 2.250 0.3594 0.09154 0.07938 -0.0870 0.7554 1.0001 2.750 0.1839 0.08526 0.07444 -0.0626 0.9999 1.0001 3.000 0.1990 0.08769 0.07628 -0.0632 0.9999 1.0001 3.250 0.2135 0.09016 0.07826 -0.0638 0.9999 1.0001 3.500 0.2278 0.09266 0.08034 -0.0645 0.9999 1.0001 3.750 0.2418 0.09520 0.08252 -0.0653 0.9999 1.0001 4.000 0.2556 0.09778 0.08476 -0.0661 0.9999 1.0001 4.250 0.2693 0.10039 0.08706 -0.0669 0.9999 1.0001 4.500 0.2828 0.10303 0.08942 -0.0677 0.9999 1.0001 4.750 0.2962 0.10569 0.09181 -0.0685 0.9999 1.0001 5.000 0.3094 0.10838 0.09426 -0.0694 0.9999 1.0001