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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0307 0.04952 0.04155 -0.0386 0.5644 0.2540 -2.750 0.0663 0.04776 0.03930 -0.0404 0.5470 0.2461 -2.500 0.1048 0.04651 0.03723 -0.0424 0.5337 0.2388 -2.250 0.1408 0.04545 0.03586 -0.0442 0.5214 0.2406 -2.000 0.1754 0.04456 0.03451 -0.0449 0.5128 0.2456 -1.750 0.2130 0.04414 0.03374 -0.0468 0.5033 0.2503 -1.500 0.2463 0.04349 0.03263 -0.0467 0.4958 0.2619 -1.250 0.2813 0.04351 0.03258 -0.0484 0.4871 0.2793 -1.000 0.3125 0.04309 0.03211 -0.0483 0.4801 0.3012 -0.750 0.3418 0.04284 0.03216 -0.0486 0.4749 0.3473 -0.500 0.3664 0.04212 0.03309 -0.0491 0.4719 0.4911 -0.250 0.4061 0.04310 0.03375 -0.0498 0.4693 1.0001 0.000 0.4338 0.04568 0.03576 -0.0519 0.4680 1.0001 0.250 0.4583 0.04868 0.03843 -0.0546 0.4679 1.0001 0.500 0.4795 0.05210 0.04163 -0.0577 0.4692 1.0001 0.750 0.4975 0.05578 0.04513 -0.0606 0.4716 1.0001 1.000 0.5132 0.05944 0.04860 -0.0632 0.4738 1.0001 1.250 0.5270 0.06308 0.05206 -0.0653 0.4753 1.0001 1.500 0.5393 0.06673 0.05554 -0.0672 0.4765 1.0001 1.750 0.5178 0.07360 0.06257 -0.0731 0.4887 1.0001 2.000 0.5296 0.07729 0.06605 -0.0747 0.4939 1.0001 2.250 0.4894 0.08389 0.07283 -0.0790 0.5264 1.0001 3.250 0.3283 0.09675 0.08647 -0.0859 0.8773 1.0001 3.500 0.3484 0.09982 0.08921 -0.0871 0.8604 1.0001 3.750 0.3682 0.10297 0.09206 -0.0882 0.8437 1.0001 4.000 0.3879 0.10612 0.09493 -0.0892 0.8252 1.0001 4.250 0.4071 0.10924 0.09780 -0.0900 0.8058 1.0001 4.500 0.4256 0.11235 0.10068 -0.0906 0.7867 1.0001 4.750 0.4428 0.11546 0.10358 -0.0911 0.7696 1.0001 5.000 0.4713 0.12027 0.10815 -0.0935 0.7577 1.0001