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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2318 0.06525 0.05912 -0.0137 0.9999 0.3431 -2.750 -0.1911 0.06264 0.05615 -0.0206 0.9999 0.3320 -2.250 0.1906 0.05438 0.04599 -0.0635 0.6938 0.3546 -2.000 0.2155 0.05471 0.04605 -0.0621 0.6427 0.3704 -1.750 0.2434 0.05473 0.04590 -0.0614 0.6104 0.3944 -1.500 0.2669 0.05514 0.04641 -0.0615 0.5861 0.4288 -1.250 0.2894 0.05513 0.04686 -0.0609 0.5689 0.4876 -1.000 0.3214 0.05291 0.04645 -0.0589 0.5547 1.0001 -0.750 0.3585 0.05515 0.04655 -0.0605 0.5408 1.0001 -0.500 0.3735 0.05804 0.04872 -0.0616 0.5301 1.0001 -0.250 0.3989 0.05939 0.04928 -0.0607 0.5203 1.0001 0.000 0.4052 0.06330 0.05288 -0.0630 0.5138 1.0001 0.250 0.4190 0.06623 0.05539 -0.0640 0.5083 1.0001 0.500 0.4367 0.06891 0.05765 -0.0646 0.5046 1.0001 0.750 0.4438 0.07278 0.06125 -0.0662 0.5044 1.0001 1.000 0.4389 0.07744 0.06575 -0.0684 0.5073 1.0001 1.250 0.4346 0.08171 0.06984 -0.0699 0.5113 1.0001 1.500 0.4357 0.08550 0.07340 -0.0708 0.5157 1.0001 1.750 0.4459 0.08913 0.07675 -0.0719 0.5197 1.0001 2.000 0.4296 0.09340 0.08096 -0.0729 0.5306 1.0001 2.250 0.4434 0.09728 0.08455 -0.0744 0.5378 1.0001 2.500 0.4335 0.10142 0.08860 -0.0759 0.5545 1.0001 2.750 0.4153 0.10553 0.09272 -0.0778 0.5857 1.0001 3.250 0.3187 0.10926 0.09701 -0.0820 0.8494 1.0001 3.500 0.3316 0.11216 0.09961 -0.0827 0.8476 1.0001 3.750 0.3488 0.11564 0.10280 -0.0841 0.8442 1.0001 4.000 0.3671 0.11953 0.10639 -0.0857 0.8412 1.0001 4.250 0.3696 0.12078 0.10745 -0.0845 0.8337 1.0001 4.500 0.3895 0.12465 0.11106 -0.0862 0.8258 1.0001 4.750 0.4001 0.12734 0.11353 -0.0864 0.8190 1.0001 5.000 0.4159 0.13054 0.11651 -0.0873 0.8083 1.0001