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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0061 0.07482 0.06265 -0.0109 0.9999 1.0001 -2.750 -0.0188 0.07343 0.06150 -0.0094 0.9999 1.0001 -2.500 -0.0331 0.07194 0.06027 -0.0078 0.9999 1.0001 -2.250 -0.0488 0.07033 0.05892 -0.0060 0.9999 1.0001 -2.000 -0.0647 0.06865 0.05744 -0.0045 0.9999 1.0001 -1.750 -0.0730 0.06695 0.05569 -0.0053 0.9999 1.0001 -1.500 -0.0536 0.06571 0.05361 -0.0127 0.9999 1.0001 -1.250 -0.0081 0.06597 0.05186 -0.0225 0.9999 1.0001 -1.000 0.0247 0.06698 0.05118 -0.0263 0.9999 1.0001 -0.750 0.0474 0.06820 0.05125 -0.0277 0.9999 1.0001 -0.500 0.0647 0.06964 0.05189 -0.0286 0.9999 1.0001 -0.250 0.0775 0.07145 0.05311 -0.0296 0.9999 1.0001 0.000 0.0857 0.07372 0.05497 -0.0309 0.9999 1.0001 0.250 0.0902 0.07644 0.05732 -0.0325 0.9999 1.0001 0.500 0.0940 0.07932 0.05978 -0.0342 0.9999 1.0001 0.750 0.0992 0.08212 0.06210 -0.0358 0.9999 1.0001 1.000 0.1061 0.08484 0.06430 -0.0373 0.9999 1.0001 1.250 0.1143 0.08747 0.06639 -0.0387 0.9999 1.0001 1.500 0.1235 0.09004 0.06842 -0.0400 0.9999 1.0001 1.750 0.1333 0.09257 0.07042 -0.0412 0.9999 1.0001 2.000 0.1437 0.09508 0.07239 -0.0423 0.9999 1.0001 2.250 0.1545 0.09757 0.07436 -0.0435 0.9999 1.0001 2.500 0.1656 0.10005 0.07634 -0.0446 0.9999 1.0001 2.750 0.1769 0.10253 0.07834 -0.0457 0.9999 1.0001 3.000 0.1885 0.10501 0.08034 -0.0467 0.9999 1.0001 3.250 0.2003 0.10749 0.08236 -0.0478 0.9999 1.0001 3.500 0.2122 0.10997 0.08439 -0.0488 0.9999 1.0001 3.750 0.2243 0.11246 0.08645 -0.0499 0.9999 1.0001 4.000 0.2365 0.11496 0.08853 -0.0509 0.9999 1.0001 4.250 0.2487 0.11746 0.09063 -0.0519 0.9999 1.0001 4.500 0.2610 0.11998 0.09276 -0.0530 0.9999 1.0001 4.750 0.2734 0.12250 0.09489 -0.0540 0.9999 1.0001 5.000 0.2859 0.12503 0.09706 -0.0551 0.9999 1.0001