XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 61-147 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 0.5230 0.01248 0.00608 -0.1125 0.6090 0.7222 0.500 0.5785 0.01267 0.00614 -0.1127 0.5911 0.7309 1.000 0.6339 0.01283 0.00617 -0.1129 0.5755 0.7377 1.500 0.6862 0.01302 0.00630 -0.1122 0.5599 0.7438 2.000 0.7419 0.01319 0.00645 -0.1126 0.5452 0.7517 2.500 0.7973 0.01339 0.00656 -0.1129 0.5312 0.7577 3.000 0.8487 0.01357 0.00677 -0.1121 0.5170 0.7637 3.500 0.9038 0.01381 0.00705 -0.1124 0.5042 0.7701 4.500 1.0107 0.01426 0.00759 -0.1122 0.4786 0.7815 5.000 1.0648 0.01465 0.00798 -0.1123 0.4667 0.7871 5.500 1.1178 0.01489 0.00834 -0.1122 0.4533 0.7937 6.000 1.1615 0.01494 0.00838 -0.1101 0.4282 0.7986 6.500 1.2069 0.01515 0.00869 -0.1083 0.4086 0.8041 7.000 1.2483 0.01543 0.00898 -0.1060 0.3786 0.8106 7.500 1.2909 0.01587 0.00943 -0.1041 0.3480 0.8157 8.000 1.3256 0.01643 0.01001 -0.1006 0.3169 0.8217 8.500 1.3518 0.01733 0.01081 -0.0958 0.2717 0.8281 9.000 1.3650 0.01915 0.01226 -0.0896 0.2007 0.8342 9.500 1.3683 0.02143 0.01425 -0.0823 0.1356 0.8413 10.000 1.3711 0.02403 0.01670 -0.0758 0.0908 0.8485 10.500 1.3680 0.02735 0.01988 -0.0699 0.0545 0.8555 11.000 1.3673 0.03073 0.02332 -0.0651 0.0340 0.8640 11.500 1.3621 0.03519 0.02783 -0.0614 0.0188 0.8740 12.000 1.3546 0.04029 0.03309 -0.0587 0.0077 0.8856 12.500 1.3460 0.04606 0.03909 -0.0570 0.0041 0.9025 13.500 1.3363 0.05884 0.05244 -0.0572 0.0030 1.0000 14.000 1.3328 0.06652 0.06037 -0.0592 0.0028 1.0000 14.500 1.3268 0.07495 0.06906 -0.0617 0.0026 1.0000 15.000 1.3181 0.08424 0.07862 -0.0649 0.0025 1.0000 15.500 1.3077 0.09422 0.08887 -0.0688 0.0024 1.0000 16.000 1.2988 0.10438 0.09929 -0.0731 0.0024 1.0000 16.500 1.2897 0.11480 0.10997 -0.0779 0.0024 1.0000 17.000 1.2814 0.12526 0.12066 -0.0831 0.0024 1.0000 17.500 1.2747 0.13549 0.13112 -0.0884 0.0023 1.0000 18.000 1.2696 0.14537 0.14122 -0.0939 0.0023 1.0000 18.500 1.2661 0.15493 0.15098 -0.0995 0.0023 1.0000 19.000 1.2635 0.16429 0.16055 -0.1051 0.0023 1.0000 19.500 1.2610 0.17363 0.17009 -0.1111 0.0023 1.0000 20.000 1.2573 0.18333 0.18002 -0.1175 0.0024 1.0000 20.500 1.2516 0.19370 0.19061 -0.1245 0.0024 1.0000 21.000 1.2436 0.20491 0.20206 -0.1323 0.0024 1.0000 21.500 1.2338 0.21714 0.21453 -0.1408 0.0025 1.0000 22.000 1.2212 0.23116 0.22880 -0.1503 0.0025 1.0000