XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 66-S-171 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 0.4471 0.01358 0.00616 -0.0916 0.5586 0.5877 0.500 0.5036 0.01361 0.00615 -0.0920 0.5534 0.5965 1.000 0.5607 0.01390 0.00635 -0.0924 0.5481 0.6063 1.500 0.6152 0.01401 0.00656 -0.0925 0.5433 0.6164 2.000 0.6700 0.01414 0.00676 -0.0926 0.5378 0.6283 2.500 0.7255 0.01426 0.00694 -0.0928 0.5329 0.6405 3.000 0.7823 0.01451 0.00718 -0.0933 0.5285 0.6540 3.500 0.8360 0.01490 0.00771 -0.0933 0.5238 0.6694 4.000 0.8877 0.01511 0.00815 -0.0929 0.5186 0.6883 4.500 0.9407 0.01529 0.00851 -0.0927 0.5132 0.7131 5.000 0.9951 0.01537 0.00876 -0.0927 0.5080 0.7476 5.500 1.0437 0.01568 0.00941 -0.0915 0.5025 0.8163 6.000 1.1020 0.01569 0.00986 -0.0924 0.4957 1.0000 6.500 1.1555 0.01605 0.01027 -0.0925 0.4898 1.0000 7.000 1.2124 0.01648 0.01067 -0.0931 0.4842 1.0000 7.500 1.2578 0.01708 0.01149 -0.0919 0.4775 1.0000 8.000 1.3059 0.01751 0.01210 -0.0910 0.4705 1.0000 8.500 1.3639 0.01752 0.01207 -0.0915 0.4618 1.0000 9.000 1.4025 0.01645 0.01104 -0.0879 0.4414 1.0000 9.500 1.4299 0.01617 0.01087 -0.0828 0.4183 1.0000 10.000 1.4526 0.01650 0.01133 -0.0773 0.3970 1.0000 10.500 1.4596 0.01728 0.01218 -0.0693 0.3703 1.0000 11.000 1.4517 0.01900 0.01384 -0.0606 0.3354 1.0000 11.500 1.4263 0.02243 0.01715 -0.0520 0.2946 1.0000 12.000 1.3849 0.02835 0.02290 -0.0453 0.2427 1.0000 12.500 1.3323 0.03660 0.03094 -0.0406 0.1924 1.0000 13.000 1.2829 0.04563 0.03975 -0.0378 0.1456 1.0000 13.500 1.2351 0.05560 0.04943 -0.0365 0.0935 1.0000 14.000 1.1962 0.06554 0.05909 -0.0363 0.0502 1.0000 14.500 1.1761 0.07406 0.06756 -0.0369 0.0348 1.0000 15.000 1.1668 0.08174 0.07531 -0.0378 0.0298 1.0000 15.500 1.1638 0.08883 0.08253 -0.0390 0.0266 1.0000 16.000 1.1635 0.09569 0.08950 -0.0403 0.0242 1.0000 16.500 1.1650 0.10230 0.09615 -0.0418 0.0224 1.0000 17.000 1.1752 0.10770 0.10168 -0.0429 0.0208 1.0000 17.500 1.1880 0.11243 0.10640 -0.0439 0.0192 1.0000 18.000 1.2024 0.11716 0.11130 -0.0451 0.0177 1.0000 18.500 1.2159 0.12186 0.11603 -0.0465 0.0158 1.0000 19.000 1.2260 0.12747 0.12186 -0.0486 0.0143 1.0000 19.500 1.2380 0.13244 0.12692 -0.0504 0.0130 1.0000 20.000 1.2464 0.13825 0.13297 -0.0528 0.0119 1.0000 20.500 1.2629 0.14207 0.13683 -0.0542 0.0110 1.0000 21.000 1.2551 0.15100 0.14621 -0.0586 0.0102 1.0000 21.500 1.2510 0.15916 0.15468 -0.0630 0.0096 1.0000 22.000 1.2495 0.16669 0.16241 -0.0674 0.0091 1.0000 22.500 1.2476 0.17391 0.16977 -0.0716 0.0087 1.0000 23.000 1.2219 0.18712 0.18340 -0.0800 0.0086 1.0000 23.500 1.1996 0.19997 0.19657 -0.0883 0.0087 1.0000