XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 60-126/1 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.5718 0.01003 0.00378 -0.1307 0.7195 0.5438 0.500 0.6267 0.01004 0.00374 -0.1300 0.6970 0.5613 1.000 0.6810 0.01007 0.00371 -0.1293 0.6717 0.5789 1.500 0.7347 0.01015 0.00372 -0.1284 0.6438 0.5973 2.000 0.7880 0.01029 0.00381 -0.1275 0.6167 0.6187 2.500 0.8414 0.01044 0.00398 -0.1268 0.5920 0.6421 3.000 0.8940 0.01060 0.00420 -0.1259 0.5651 0.6675 3.500 0.9454 0.01083 0.00443 -0.1248 0.5356 0.6989 4.000 0.9951 0.01105 0.00476 -0.1233 0.5066 0.7448 4.500 1.0379 0.01111 0.00507 -0.1203 0.4727 0.8401 5.000 1.0832 0.01137 0.00534 -0.1180 0.4380 1.0000 5.500 1.1325 0.01199 0.00582 -0.1168 0.4029 1.0000 6.000 1.1801 0.01266 0.00639 -0.1154 0.3655 1.0000 6.500 1.2243 0.01352 0.00709 -0.1134 0.3213 1.0000 7.000 1.2614 0.01478 0.00799 -0.1105 0.2546 1.0000 7.500 1.2978 0.01608 0.00905 -0.1075 0.2048 1.0000 8.000 1.3303 0.01754 0.01027 -0.1040 0.1600 1.0000 8.500 1.3606 0.01889 0.01150 -0.1001 0.1328 1.0000 9.000 1.3875 0.02020 0.01281 -0.0956 0.1154 1.0000 9.500 1.4123 0.02163 0.01422 -0.0911 0.0972 1.0000 10.000 1.4331 0.02335 0.01594 -0.0865 0.0841 1.0000 10.500 1.4527 0.02527 0.01781 -0.0823 0.0638 1.0000 11.000 1.4656 0.02781 0.02033 -0.0780 0.0529 1.0000 11.500 1.4806 0.03045 0.02299 -0.0745 0.0357 1.0000 12.000 1.4856 0.03418 0.02672 -0.0709 0.0285 1.0000 12.500 1.4964 0.03773 0.03044 -0.0683 0.0218 1.0000 13.000 1.4853 0.04379 0.03650 -0.0658 0.0049 1.0000 13.500 1.4852 0.04932 0.04228 -0.0646 0.0042 1.0000 14.000 1.4839 0.05546 0.04871 -0.0643 0.0039 1.0000 14.500 1.4799 0.06249 0.05604 -0.0648 0.0038 1.0000 15.000 1.4730 0.07055 0.06442 -0.0664 0.0037 1.0000 15.500 1.4630 0.07969 0.07389 -0.0691 0.0036 1.0000 16.000 1.4490 0.09015 0.08469 -0.0730 0.0036 1.0000 16.500 1.4314 0.10195 0.09682 -0.0782 0.0035 1.0000 17.000 1.4110 0.11491 0.11011 -0.0845 0.0035 1.0000 17.500 1.3885 0.12878 0.12432 -0.0920 0.0036 1.0000 18.000 1.3651 0.14331 0.13916 -0.1005 0.0036 1.0000 18.500 1.3421 0.15809 0.15422 -0.1096 0.0036 1.0000 19.000 1.3195 0.17313 0.16953 -0.1192 0.0037 1.0000 19.500 1.2991 0.18793 0.18456 -0.1289 0.0037 1.0000 20.000 1.2836 0.20173 0.19854 -0.1380 0.0038 1.0000 20.500 1.2757 0.21356 0.21050 -0.1460 0.0038 1.0000 21.000 1.2762 0.22293 0.21997 -0.1524 0.0038 1.0000 21.500 1.2828 0.23032 0.22743 -0.1576 0.0038 1.0000 22.000 1.2922 0.23667 0.23385 -0.1623 0.0039 1.0000 22.500 1.3017 0.24289 0.24015 -0.1669 0.0039 1.0000 23.000 1.3084 0.24999 0.24737 -0.1721 0.0040 1.0000 23.500 1.3108 0.25867 0.25618 -0.1784 0.0041 1.0000 24.000 1.3079 0.26955 0.26721 -0.1859 0.0042 1.0000