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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0455 0.05170 0.04404 -0.0456 0.6239 0.2824 -2.750 0.0823 0.05049 0.04217 -0.0482 0.6016 0.2788 -2.500 0.1184 0.04949 0.04059 -0.0500 0.5856 0.2789 -2.250 0.1547 0.04867 0.03923 -0.0516 0.5725 0.2796 -2.000 0.1911 0.04832 0.03858 -0.0541 0.5610 0.2859 -1.750 0.2263 0.04799 0.03773 -0.0550 0.5528 0.2976 -1.500 0.2611 0.04828 0.03792 -0.0576 0.5449 0.3117 -1.250 0.2934 0.04837 0.03789 -0.0587 0.5377 0.3319 -1.000 0.3223 0.04833 0.03800 -0.0590 0.5312 0.3702 -0.750 0.3481 0.04874 0.03908 -0.0607 0.5248 0.4327 -0.500 0.3800 0.04759 0.03926 -0.0596 0.5189 1.0001 -0.250 0.4114 0.04937 0.03959 -0.0591 0.5144 1.0001 0.000 0.4342 0.05243 0.04214 -0.0618 0.5133 1.0001 0.250 0.4539 0.05564 0.04498 -0.0643 0.5136 1.0001 0.500 0.4676 0.05948 0.04862 -0.0676 0.5159 1.0001 0.750 0.4673 0.06443 0.05354 -0.0720 0.5226 1.0001 1.000 0.4747 0.06834 0.05723 -0.0743 0.5286 1.0001 1.250 0.4917 0.07166 0.06023 -0.0758 0.5331 1.0001 1.500 0.4729 0.07684 0.06546 -0.0793 0.5487 1.0001 2.000 0.4479 0.08493 0.07340 -0.0823 0.5844 1.0001 2.250 0.4499 0.08895 0.07726 -0.0846 0.6074 1.0001 3.000 0.2026 0.08682 0.07686 -0.0653 0.9999 1.0001 3.250 0.2175 0.08931 0.07883 -0.0659 0.9999 1.0001 3.500 0.2319 0.09185 0.08093 -0.0665 0.9999 1.0001 3.750 0.2612 0.09593 0.08455 -0.0704 0.9924 1.0001 4.000 0.2954 0.10034 0.08855 -0.0755 0.9720 1.0001 4.250 0.3273 0.10467 0.09253 -0.0798 0.9501 1.0001 4.750 0.3875 0.11372 0.10097 -0.0871 0.9090 1.0001 5.000 0.4021 0.11602 0.10308 -0.0875 0.8836 1.0001