XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WBL FX 05-H-126 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2685 0.07064 0.06306 0.0028 0.9999 0.4575 -2.750 -0.2334 0.06789 0.06007 -0.0037 0.9999 0.4540 -2.500 -0.1986 0.06547 0.05746 -0.0087 0.9999 0.4536 -2.250 -0.1661 0.06343 0.05539 -0.0122 0.9999 0.4572 -2.000 -0.1341 0.06188 0.05382 -0.0157 0.9999 0.4642 -1.750 -0.1027 0.06118 0.05305 -0.0203 0.9999 0.4733 -1.500 -0.0904 0.06237 0.05457 -0.0236 0.9999 0.4795 -1.250 0.0435 0.06906 0.06124 -0.0538 0.8853 0.5326 -1.000 0.0955 0.07086 0.06333 -0.0593 0.8341 0.5895 -0.750 0.1301 0.07152 0.06474 -0.0601 0.8018 0.6791 -0.500 0.2093 0.07323 0.06572 -0.0729 0.7666 1.0001 -0.250 0.2481 0.07667 0.06706 -0.0765 0.7483 1.0001 0.000 0.2528 0.07921 0.06883 -0.0759 0.7416 1.0001 0.250 0.2636 0.08205 0.07090 -0.0761 0.7375 1.0001 0.500 0.2726 0.08487 0.07312 -0.0765 0.7366 1.0001 0.750 0.2784 0.08759 0.07534 -0.0767 0.7393 1.0001 1.000 0.2865 0.09048 0.07774 -0.0774 0.7443 1.0001 1.250 0.2870 0.09294 0.07986 -0.0775 0.7556 1.0001 1.500 0.2901 0.09558 0.08216 -0.0780 0.7712 1.0001 1.750 0.2826 0.09749 0.08384 -0.0776 0.7984 1.0001 2.000 0.2744 0.09931 0.08546 -0.0773 0.8401 1.0001 2.250 0.2255 0.09743 0.08375 -0.0705 0.9315 1.0001 2.750 0.1704 0.09499 0.08117 -0.0567 0.9999 1.0001 3.000 0.1841 0.09756 0.08329 -0.0575 0.9999 1.0001 3.250 0.1977 0.10015 0.08546 -0.0584 0.9999 1.0001 3.500 0.2112 0.10276 0.08768 -0.0593 0.9999 1.0001 3.750 0.2246 0.10539 0.08994 -0.0602 0.9999 1.0001 4.000 0.2380 0.10805 0.09225 -0.0611 0.9999 1.0001 4.250 0.2514 0.11072 0.09460 -0.0620 0.9999 1.0001 4.500 0.2647 0.11341 0.09698 -0.0629 0.9999 1.0001 4.750 0.2779 0.11612 0.09939 -0.0639 0.9999 1.0001 5.000 0.2911 0.11884 0.10183 -0.0648 0.9999 1.0001