XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 73-CL2-152 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 0.9306 0.01491 0.00683 -0.2082 0.4552 0.3334 0.500 0.9898 0.01511 0.00704 -0.2086 0.4494 0.3700 1.000 1.0495 0.01537 0.00740 -0.2091 0.4434 0.4210 1.500 1.1119 0.01611 0.00818 -0.2104 0.4355 0.4783 2.000 1.1679 0.01631 0.00856 -0.2101 0.4315 0.5380 2.500 1.2231 0.01656 0.00900 -0.2096 0.4267 0.5989 3.000 1.2778 0.01688 0.00947 -0.2090 0.4214 0.6568 3.500 1.3314 0.01721 0.00992 -0.2082 0.4159 0.7197 4.000 1.3828 0.01759 0.01042 -0.2069 0.4104 0.7877 5.000 1.4738 0.01872 0.01181 -0.2023 0.3995 1.0000 5.500 1.5257 0.01912 0.01224 -0.2015 0.3943 1.0000 6.000 1.5768 0.01956 0.01269 -0.2005 0.3880 1.0000 6.500 1.6279 0.02007 0.01318 -0.1995 0.3822 1.0000 7.000 1.6789 0.02079 0.01389 -0.1986 0.3761 1.0000 7.500 1.7301 0.02209 0.01525 -0.1980 0.3693 1.0000 8.000 1.7738 0.02261 0.01592 -0.1957 0.3651 1.0000 8.500 1.8170 0.02326 0.01669 -0.1934 0.3595 1.0000 9.000 1.8595 0.02381 0.01736 -0.1910 0.3533 1.0000 9.500 1.8980 0.02405 0.01755 -0.1877 0.3453 1.0000 10.000 1.9286 0.02474 0.01831 -0.1832 0.3362 1.0000 10.500 1.9524 0.02526 0.01901 -0.1775 0.3291 1.0000 11.000 1.9798 0.02602 0.01989 -0.1727 0.3221 1.0000 11.500 2.0046 0.02694 0.02080 -0.1678 0.3138 1.0000 12.000 2.0300 0.02839 0.02243 -0.1634 0.3064 1.0000 12.500 2.0471 0.02988 0.02418 -0.1580 0.2995 1.0000 13.000 2.0633 0.03163 0.02608 -0.1530 0.2914 1.0000 13.500 2.0749 0.03394 0.02842 -0.1480 0.2822 1.0000 14.000 2.0826 0.03688 0.03161 -0.1434 0.2740 1.0000 14.500 2.0841 0.04049 0.03546 -0.1391 0.2644 1.0000 15.000 2.0752 0.04549 0.04054 -0.1351 0.2529 1.0000 15.500 2.0641 0.05171 0.04707 -0.1327 0.2425 1.0000 16.000 2.0368 0.06038 0.05586 -0.1315 0.2282 1.0000 16.500 1.9961 0.07164 0.06737 -0.1319 0.2126 1.0000 17.000 1.9373 0.08565 0.08145 -0.1338 0.1940 1.0000 17.500 1.8694 0.10177 0.09762 -0.1374 0.1714 1.0000 18.000 1.8119 0.11686 0.11268 -0.1418 0.1499 1.0000 18.500 1.7771 0.12869 0.12455 -0.1457 0.1340 1.0000 19.000 1.7585 0.13788 0.13369 -0.1490 0.1208 1.0000 19.500 1.7440 0.14659 0.14247 -0.1526 0.1118 1.0000 20.000 1.7440 0.15233 0.14814 -0.1550 0.1025 1.0000 20.500 1.7430 0.15859 0.15460 -0.1581 0.0977 1.0000 21.000 1.7445 0.16443 0.16055 -0.1611 0.0931 1.0000 21.500 1.7528 0.16862 0.16463 -0.1628 0.0842 1.0000 22.000 1.7457 0.17689 0.17317 -0.1675 0.0819 1.0000 22.500 1.7453 0.18382 0.18031 -0.1713 0.0789 1.0000 23.000 1.7410 0.19170 0.18835 -0.1757 0.0757 1.0000 23.500 1.7422 0.19844 0.19501 -0.1796 0.0695 1.0000 24.000 1.7440 0.20490 0.20163 -0.1830 0.0662 1.0000 24.500 1.7262 0.21691 0.21394 -0.1899 0.0642 1.0000 25.000 1.7144 0.22775 0.22499 -0.1960 0.0609 1.0000 25.500 1.7001 0.23949 0.23690 -0.2026 0.0577 1.0000 26.000 1.7066 0.24511 0.24244 -0.2057 0.0515 1.0000 26.500 1.6827 0.26038 0.25804 -0.2136 0.0511 1.0000