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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.1085 0.05223 0.04486 -0.0610 0.7573 0.2796 -2.750 0.1363 0.05042 0.04259 -0.0565 0.7112 0.2803 -2.500 0.1619 0.04889 0.04069 -0.0532 0.6603 0.2824 -2.250 0.1893 0.04739 0.03870 -0.0499 0.6150 0.2899 -2.000 0.2187 0.04651 0.03761 -0.0494 0.5661 0.3020 -1.750 0.2498 0.04565 0.03648 -0.0490 0.5327 0.3191 -1.500 0.2799 0.04469 0.03542 -0.0483 0.5081 0.3477 -1.250 0.3081 0.04329 0.03425 -0.0468 0.4905 0.3996 -1.000 0.3271 0.04081 0.03348 -0.0434 0.4782 0.5682 -0.750 0.3751 0.03996 0.03119 -0.0418 0.4661 1.0001 -0.500 0.4026 0.04098 0.03139 -0.0414 0.4572 1.0001 -0.250 0.4295 0.04191 0.03164 -0.0408 0.4509 1.0001 0.000 0.4542 0.04443 0.03382 -0.0427 0.4451 1.0001 0.250 0.4781 0.04665 0.03567 -0.0438 0.4409 1.0001 0.500 0.5020 0.04884 0.03752 -0.0447 0.4379 1.0001 0.750 0.5246 0.05145 0.03981 -0.0460 0.4360 1.0001 1.000 0.5385 0.05634 0.04461 -0.0496 0.4359 1.0001 1.250 0.5138 0.06771 0.05629 -0.0593 0.4431 1.0001 1.500 0.5119 0.07343 0.06191 -0.0626 0.4480 1.0001 1.750 0.5203 0.07767 0.06595 -0.0644 0.4517 1.0001 2.000 0.4908 0.08474 0.07307 -0.0677 0.4632 1.0001 2.250 0.5021 0.08866 0.07677 -0.0690 0.4689 1.0001 2.500 0.4815 0.09437 0.08247 -0.0712 0.4836 1.0001 2.750 0.4709 0.09940 0.08743 -0.0733 0.4999 1.0001 3.000 0.4522 0.10465 0.09271 -0.0759 0.5285 1.0001 3.750 0.3973 0.11785 0.10605 -0.0863 0.7278 1.0001 4.000 0.4025 0.11995 0.10797 -0.0859 0.7252 1.0001 4.250 0.4110 0.12237 0.11019 -0.0859 0.7210 1.0001 4.500 0.4238 0.12537 0.11299 -0.0865 0.7172 1.0001 4.750 0.4382 0.12873 0.11615 -0.0874 0.7147 1.0001 5.000 0.4536 0.13237 0.11960 -0.0885 0.7129 1.0001