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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0459 0.06695 0.05578 -0.0164 0.9999 1.0001 -2.750 0.0302 0.06651 0.05572 -0.0147 0.9999 1.0001 -2.500 0.0120 0.06614 0.05569 -0.0127 0.9999 1.0001 -2.250 -0.0080 0.06578 0.05566 -0.0105 0.9999 1.0001 -2.000 -0.0291 0.06542 0.05559 -0.0084 0.9999 1.0001 -1.750 -0.0497 0.06506 0.05546 -0.0067 0.9999 1.0001 -1.500 -0.0649 0.06481 0.05525 -0.0067 0.9999 1.0001 -1.250 -0.0668 0.06492 0.05508 -0.0102 0.9999 1.0001 -1.000 -0.0514 0.06584 0.05519 -0.0176 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0265 0.06765 0.05570 -0.0258 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0028 0.06985 0.05644 -0.0318 0.9999 1.0001 -0.250 0.0166 0.07207 0.05725 -0.0355 0.9999 1.0001 0.000 0.0330 0.07423 0.05815 -0.0378 0.9999 1.0001 0.250 0.0475 0.07633 0.05912 -0.0393 0.9999 1.0001 0.500 0.0610 0.07839 0.06016 -0.0405 0.9999 1.0001 0.750 0.0740 0.08043 0.06127 -0.0415 0.9999 1.0001 1.000 0.0870 0.08248 0.06246 -0.0424 0.9999 1.0001 1.250 0.0998 0.08454 0.06372 -0.0433 0.9999 1.0001 1.500 0.1126 0.08661 0.06504 -0.0441 0.9999 1.0001 1.750 0.1254 0.08870 0.06640 -0.0450 0.9999 1.0001 2.000 0.1382 0.09082 0.06785 -0.0458 0.9999 1.0001 2.250 0.1510 0.09296 0.06935 -0.0466 0.9999 1.0001 2.500 0.1639 0.09512 0.07092 -0.0474 0.9999 1.0001 2.750 0.1767 0.09731 0.07254 -0.0483 0.9999 1.0001 3.000 0.1896 0.09953 0.07421 -0.0491 0.9999 1.0001 3.250 0.2025 0.10176 0.07590 -0.0499 0.9999 1.0001 3.500 0.2153 0.10402 0.07767 -0.0508 0.9999 1.0001 3.750 0.2282 0.10631 0.07948 -0.0516 0.9999 1.0001 4.000 0.2410 0.10861 0.08134 -0.0525 0.9999 1.0001 4.250 0.2539 0.11094 0.08323 -0.0534 0.9999 1.0001 4.500 0.2667 0.11328 0.08515 -0.0543 0.9999 1.0001 4.750 0.2795 0.11565 0.08712 -0.0551 0.9999 1.0001 5.000 0.2923 0.11804 0.08914 -0.0561 0.9999 1.0001