XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 73-CL1-152 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 0.5977 0.01539 0.00687 -0.1099 0.4330 0.1516 0.500 0.6522 0.01527 0.00699 -0.1093 0.4292 0.2131 1.000 0.7067 0.01527 0.00717 -0.1086 0.4245 0.2702 1.500 0.7605 0.01531 0.00747 -0.1080 0.4210 0.3524 2.000 0.8113 0.01502 0.00773 -0.1067 0.4157 0.5448 2.500 0.8774 0.01441 0.00786 -0.1082 0.4098 1.0000 3.000 0.9303 0.01571 0.00903 -0.1077 0.4024 1.0000 3.500 0.9849 0.01595 0.00924 -0.1071 0.4000 1.0000 4.000 1.0384 0.01632 0.00959 -0.1064 0.3962 1.0000 4.500 1.0916 0.01678 0.01003 -0.1058 0.3919 1.0000 5.000 1.1448 0.01721 0.01043 -0.1051 0.3871 1.0000 5.500 1.1981 0.01757 0.01076 -0.1045 0.3824 1.0000 6.000 1.2511 0.01807 0.01118 -0.1038 0.3772 1.0000 6.500 1.3000 0.01941 0.01250 -0.1030 0.3698 1.0000 7.000 1.3501 0.01982 0.01300 -0.1020 0.3667 1.0000 7.500 1.3989 0.02037 0.01365 -0.1009 0.3624 1.0000 8.000 1.4476 0.02090 0.01423 -0.0997 0.3571 1.0000 8.500 1.4971 0.02134 0.01475 -0.0987 0.3519 1.0000 9.000 1.5463 0.02186 0.01526 -0.0977 0.3474 1.0000 9.500 1.5927 0.02301 0.01642 -0.0967 0.3427 1.0000 10.000 1.6319 0.02455 0.01812 -0.0948 0.3374 1.0000 10.500 1.6690 0.02570 0.01953 -0.0926 0.3342 1.0000 11.000 1.7057 0.02643 0.02040 -0.0902 0.3288 1.0000 11.500 1.7395 0.02760 0.02173 -0.0876 0.3246 1.0000 12.000 1.7787 0.02775 0.02189 -0.0852 0.3189 1.0000 12.500 1.8123 0.02857 0.02274 -0.0824 0.3140 1.0000 13.000 1.8283 0.03059 0.02488 -0.0783 0.3069 1.0000 13.500 1.8278 0.03298 0.02760 -0.0737 0.3027 1.0000 14.000 1.8466 0.03387 0.02852 -0.0715 0.2919 1.0000 14.500 1.8431 0.03855 0.03343 -0.0695 0.2892 1.0000 15.000 1.8577 0.04157 0.03651 -0.0681 0.2833 1.0000 15.500 1.8137 0.05080 0.04603 -0.0677 0.2754 1.0000 16.000 1.7506 0.06318 0.05860 -0.0700 0.2614 1.0000 16.500 1.7945 0.06295 0.05825 -0.0687 0.2521 1.0000 17.000 1.4576 0.11553 0.11141 -0.0829 0.2287 1.0000 17.500 1.4952 0.11599 0.11201 -0.0821 0.2262 1.0000 18.000 1.6364 0.10132 0.09724 -0.0768 0.2244 1.0000 18.500 1.4591 0.13483 0.13106 -0.0886 0.2021 1.0000 19.000 1.5464 0.12731 0.12354 -0.0852 0.2000 1.0000 19.500 1.4982 0.14156 0.13792 -0.0910 0.1823 1.0000 20.000 1.5833 0.13426 0.13049 -0.0875 0.1729 1.0000 20.500 1.5492 0.14608 0.14247 -0.0924 0.1600 1.0000 21.000 1.5678 0.14915 0.14539 -0.0937 0.1440 1.0000 21.500 1.5550 0.15743 0.15363 -0.0976 0.1288 1.0000 22.000 1.5395 0.16594 0.16210 -0.1022 0.1113 1.0000 22.500 1.5276 0.17393 0.17000 -0.1068 0.0938 1.0000 23.000 1.5150 0.18253 0.17853 -0.1118 0.0810 1.0000 23.500 1.5075 0.19048 0.18634 -0.1163 0.0692 1.0000 24.000 1.4958 0.19993 0.19588 -0.1216 0.0595 1.0000 24.500 1.4946 0.20707 0.20292 -0.1257 0.0513 1.0000 25.000 1.4922 0.21505 0.21107 -0.1301 0.0464 1.0000 25.500 1.4788 0.22574 0.22167 -0.1359 0.0367 1.0000 26.000 1.4776 0.23394 0.23003 -0.1403 0.0339 1.0000 26.500 1.4793 0.24137 0.23753 -0.1444 0.0314 1.0000 27.000 1.4815 0.24866 0.24489 -0.1483 0.0295 1.0000 27.500 1.4819 0.25630 0.25262 -0.1521 0.0263 1.0000 28.000 1.4655 0.26986 0.26644 -0.1586 0.0251 1.0000 28.500 1.4459 0.28473 0.28159 -0.1653 0.0243 1.0000