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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0222 0.04759 0.03947 -0.0346 0.5196 0.2298 -2.750 0.0636 0.04604 0.03706 -0.0375 0.5043 0.2182 -2.500 0.0970 0.04430 0.03492 -0.0384 0.4932 0.2158 -2.250 0.1323 0.04293 0.03318 -0.0396 0.4826 0.2133 -2.000 0.1668 0.04185 0.03159 -0.0402 0.4739 0.2133 -1.750 0.2032 0.04122 0.03045 -0.0411 0.4645 0.2185 -1.500 0.2360 0.04020 0.02911 -0.0411 0.4570 0.2266 -1.250 0.2715 0.03991 0.02860 -0.0420 0.4493 0.2389 -1.000 0.3036 0.03942 0.02807 -0.0421 0.4442 0.2597 -0.750 0.3342 0.03899 0.02770 -0.0418 0.4410 0.2869 -0.500 0.3641 0.03871 0.02811 -0.0426 0.4384 0.3561 -0.250 0.3977 0.03755 0.02835 -0.0417 0.4363 1.0001 0.000 0.4287 0.03964 0.02977 -0.0431 0.4348 1.0001 0.250 0.4570 0.04203 0.03184 -0.0452 0.4342 1.0001 0.500 0.4834 0.04484 0.03445 -0.0477 0.4344 1.0001 0.750 0.5073 0.04797 0.03743 -0.0504 0.4346 1.0001 1.000 0.5279 0.05137 0.04073 -0.0531 0.4341 1.0001 1.250 0.5450 0.05506 0.04434 -0.0559 0.4336 1.0001 1.500 0.5579 0.05921 0.04844 -0.0588 0.4347 1.0001 1.750 0.5716 0.06322 0.05233 -0.0612 0.4382 1.0001 2.500 0.5192 0.08545 0.07491 -0.0792 0.5132 1.0001 3.500 0.4077 0.10214 0.09199 -0.0916 0.7608 1.0001 3.750 0.4203 0.10459 0.09420 -0.0911 0.7437 1.0001 4.000 0.4323 0.10711 0.09651 -0.0907 0.7280 1.0001 4.250 0.4499 0.11046 0.09964 -0.0914 0.7171 1.0001 4.500 0.4674 0.11354 0.10252 -0.0919 0.7051 1.0001 4.750 0.4720 0.11566 0.10449 -0.0910 0.6949 1.0001