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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2583 0.07125 0.06374 0.0310 0.9999 0.6503 -2.750 -0.2574 0.06968 0.06227 0.0293 0.9999 0.6494 -2.500 -0.2525 0.06829 0.06096 0.0271 0.9999 0.6509 -2.250 -0.2460 0.06729 0.06007 0.0244 0.9999 0.6540 -2.000 -0.2391 0.06688 0.05972 0.0209 0.9999 0.6583 -1.750 -0.2310 0.06702 0.05985 0.0165 0.9999 0.6639 -1.500 -0.2209 0.06732 0.06014 0.0124 0.9999 0.6721 -1.250 -0.2063 0.06754 0.06027 0.0080 0.9999 0.6849 -1.000 -0.1899 0.06759 0.06031 0.0045 0.9999 0.7041 -0.750 -0.1725 0.06750 0.06031 0.0018 0.9999 0.7314 -0.500 -0.1533 0.06730 0.06031 -0.0007 0.9999 0.7716 -0.250 -0.1278 0.06698 0.06043 -0.0043 0.9999 0.8443 0.000 -0.1075 0.06639 0.06002 -0.0104 0.9999 1.0001 0.250 -0.0485 0.06829 0.06058 -0.0279 0.9999 1.0001 0.500 0.0086 0.07120 0.06154 -0.0412 0.9999 1.0001 0.750 0.0441 0.07378 0.06236 -0.0466 0.9999 1.0001 1.000 0.0681 0.07607 0.06320 -0.0486 0.9999 1.0001 1.250 0.0868 0.07823 0.06418 -0.0495 0.9999 1.0001 1.500 0.1031 0.08036 0.06532 -0.0502 0.9999 1.0001 1.750 0.1182 0.08250 0.06662 -0.0508 0.9999 1.0001 2.000 0.1328 0.08466 0.06803 -0.0515 0.9999 1.0001 2.250 0.1470 0.08685 0.06956 -0.0522 0.9999 1.0001 2.500 0.1610 0.08908 0.07118 -0.0529 0.9999 1.0001 2.750 0.1748 0.09133 0.07288 -0.0537 0.9999 1.0001 3.000 0.1885 0.09363 0.07466 -0.0544 0.9999 1.0001 3.250 0.2021 0.09595 0.07650 -0.0552 0.9999 1.0001 3.500 0.2156 0.09831 0.07838 -0.0560 0.9999 1.0001 3.750 0.2290 0.10070 0.08035 -0.0568 0.9999 1.0001 4.000 0.2424 0.10311 0.08236 -0.0576 0.9999 1.0001 4.250 0.2557 0.10555 0.08442 -0.0585 0.9999 1.0001 4.500 0.2690 0.10802 0.08653 -0.0593 0.9999 1.0001 4.750 0.2821 0.11051 0.08866 -0.0602 0.9999 1.0001 5.000 0.2952 0.11302 0.09085 -0.0611 0.9999 1.0001