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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3094 0.07708 0.06835 0.0363 0.9999 0.6560 -2.750 -0.2967 0.07436 0.06567 0.0336 0.9999 0.6586 -2.500 -0.2771 0.07168 0.06307 0.0314 0.9999 0.6668 -2.250 -0.2559 0.06918 0.06060 0.0281 0.9999 0.6790 -2.000 -0.2316 0.06682 0.05835 0.0258 0.9999 0.6983 -1.750 -0.2057 0.06461 0.05638 0.0237 0.9999 0.7242 -1.500 -0.1783 0.06259 0.05468 0.0218 0.9999 0.7631 -1.250 -0.1388 0.06066 0.05338 0.0183 0.9999 0.8373 -1.000 -0.0664 0.05916 0.05264 0.0008 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0555 0.05966 0.05304 -0.0069 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0413 0.06253 0.05554 -0.0165 0.9999 1.0001 -0.250 -0.0172 0.06609 0.05818 -0.0271 0.9999 1.0001 0.000 0.0125 0.06956 0.06023 -0.0358 0.9999 1.0001 0.250 0.0353 0.07261 0.06188 -0.0403 0.9999 1.0001 0.500 0.0524 0.07534 0.06343 -0.0425 0.9999 1.0001 0.750 0.0667 0.07791 0.06500 -0.0439 0.9999 1.0001 1.000 0.0800 0.08041 0.06666 -0.0450 0.9999 1.0001 1.250 0.0928 0.08288 0.06838 -0.0460 0.9999 1.0001 1.500 0.1056 0.08533 0.07016 -0.0470 0.9999 1.0001 1.750 0.1183 0.08779 0.07199 -0.0480 0.9999 1.0001 2.000 0.1310 0.09024 0.07387 -0.0489 0.9999 1.0001 2.250 0.1438 0.09272 0.07581 -0.0499 0.9999 1.0001 2.500 0.1567 0.09521 0.07778 -0.0508 0.9999 1.0001 2.750 0.1695 0.09771 0.07980 -0.0518 0.9999 1.0001 3.000 0.1825 0.10024 0.08186 -0.0527 0.9999 1.0001 3.250 0.1954 0.10277 0.08397 -0.0537 0.9999 1.0001 3.500 0.2084 0.10533 0.08610 -0.0546 0.9999 1.0001 3.750 0.2213 0.10789 0.08826 -0.0556 0.9999 1.0001 4.000 0.2343 0.11048 0.09046 -0.0565 0.9999 1.0001 4.250 0.2473 0.11307 0.09270 -0.0575 0.9999 1.0001 4.500 0.2603 0.11569 0.09497 -0.0585 0.9999 1.0001 4.750 0.2732 0.11832 0.09725 -0.0594 0.9999 1.0001 5.000 0.2862 0.12096 0.09958 -0.0604 0.9999 1.0001