XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 66-S-196 V1 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 0.4837 0.01516 0.00782 -0.1043 0.5762 0.6065 0.500 0.5415 0.01539 0.00795 -0.1054 0.5735 0.6108 1.000 0.5978 0.01588 0.00837 -0.1064 0.5702 0.6150 1.500 0.6518 0.01606 0.00863 -0.1068 0.5682 0.6196 2.000 0.7051 0.01640 0.00909 -0.1071 0.5659 0.6249 2.500 0.7581 0.01683 0.00960 -0.1075 0.5635 0.6307 3.000 0.8112 0.01725 0.01007 -0.1079 0.5606 0.6367 3.500 0.8634 0.01764 0.01060 -0.1080 0.5581 0.6431 4.000 0.9164 0.01810 0.01117 -0.1083 0.5556 0.6509 4.500 0.9710 0.01857 0.01169 -0.1090 0.5531 0.6595 5.000 1.0237 0.01924 0.01252 -0.1093 0.5511 0.6692 5.500 1.0725 0.02047 0.01389 -0.1093 0.5488 0.6809 6.000 1.1105 0.02137 0.01512 -0.1073 0.5466 0.6940 6.500 1.1464 0.02211 0.01616 -0.1049 0.5417 0.7098 7.000 1.1867 0.02290 0.01719 -0.1033 0.5377 0.7299 7.500 1.2306 0.02350 0.01807 -0.1021 0.5342 0.7564 8.000 1.2881 0.02346 0.01827 -0.1027 0.5306 0.7926 8.500 1.3226 0.02418 0.01935 -0.0996 0.5256 0.8517 10.500 1.4697 0.01879 0.01416 -0.0845 0.4614 1.0000 11.000 1.4655 0.01993 0.01542 -0.0765 0.4421 1.0000 11.500 1.4420 0.02296 0.01864 -0.0682 0.4118 1.0000 12.000 1.4019 0.02792 0.02331 -0.0600 0.3538 1.0000 12.500 1.3470 0.03548 0.03059 -0.0531 0.3037 1.0000 13.000 1.2974 0.04398 0.03885 -0.0484 0.2535 1.0000 13.500 1.2519 0.05314 0.04774 -0.0455 0.2010 1.0000 14.000 1.2122 0.06254 0.05677 -0.0439 0.1399 1.0000 14.500 1.1763 0.07225 0.06598 -0.0432 0.0723 1.0000 15.000 1.1563 0.08072 0.07415 -0.0432 0.0377 1.0000 15.500 1.1548 0.08744 0.08091 -0.0438 0.0302 1.0000 16.000 1.1572 0.09386 0.08743 -0.0446 0.0267 1.0000 16.500 1.1621 0.10000 0.09367 -0.0456 0.0245 1.0000 17.000 1.1696 0.10581 0.09955 -0.0468 0.0227 1.0000 17.500 1.1815 0.11094 0.10478 -0.0479 0.0210 1.0000 18.000 1.1978 0.11530 0.10921 -0.0488 0.0198 1.0000 18.500 1.2214 0.11813 0.11201 -0.0491 0.0187 1.0000 19.000 1.2427 0.12171 0.11579 -0.0498 0.0177 1.0000 19.500 1.2611 0.12563 0.11981 -0.0510 0.0165 1.0000 21.000 1.2960 0.14047 0.13514 -0.0569 0.0130 1.0000 21.500 1.2902 0.14865 0.14374 -0.0608 0.0124 1.0000 22.000 1.2880 0.15606 0.15144 -0.0646 0.0117 1.0000 22.500 1.2894 0.16272 0.15827 -0.0684 0.0112 1.0000 23.000 1.2875 0.16968 0.16540 -0.0724 0.0107 1.0000 23.500 1.2605 0.18235 0.17852 -0.0801 0.0106 1.0000 24.000 1.2285 0.19669 0.19329 -0.0893 0.0105 1.0000 24.500 1.1925 0.21288 0.20985 -0.1000 0.0105 1.0000 25.000 1.1485 0.23270 0.22998 -0.1127 0.0107 1.0000