XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 74-CL6-140 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 0.7758 0.01720 0.00892 -0.1469 0.4930 0.0440 0.500 0.8310 0.01602 0.00967 -0.1473 0.4893 0.7637 1.000 0.8788 0.01625 0.00994 -0.1450 0.4853 0.8270 1.500 0.9279 0.01645 0.01015 -0.1433 0.4819 0.8633 2.000 0.9754 0.01660 0.01031 -0.1415 0.4787 0.9020 2.500 1.0287 0.01689 0.01055 -0.1412 0.4754 0.9268 3.000 1.0879 0.01754 0.01112 -0.1424 0.4715 1.0000 3.500 1.1431 0.01909 0.01267 -0.1436 0.4663 1.0000 4.000 1.2012 0.01951 0.01311 -0.1447 0.4640 1.0000 4.500 1.2572 0.02013 0.01380 -0.1456 0.4609 1.0000 5.000 1.3116 0.02083 0.01454 -0.1461 0.4571 1.0000 5.500 1.3650 0.02146 0.01521 -0.1464 0.4528 1.0000 6.000 1.4195 0.02180 0.01555 -0.1467 0.4483 1.0000 6.500 1.4739 0.02220 0.01602 -0.1470 0.4445 1.0000 7.000 1.5280 0.02273 0.01654 -0.1472 0.4409 1.0000 7.500 1.5710 0.02512 0.01903 -0.1466 0.4346 1.0000 8.000 1.6195 0.02555 0.01963 -0.1461 0.4320 1.0000 8.500 1.6654 0.02615 0.02048 -0.1453 0.4275 1.0000 9.000 1.7076 0.02711 0.02165 -0.1441 0.4224 1.0000 9.500 1.7524 0.02774 0.02245 -0.1432 0.4173 1.0000 10.000 1.8048 0.02758 0.02240 -0.1429 0.4125 1.0000 10.500 1.8668 0.02648 0.02124 -0.1435 0.4052 1.0000 11.000 1.9033 0.02665 0.02166 -0.1411 0.3971 1.0000 11.500 1.9431 0.02625 0.02144 -0.1389 0.3875 1.0000 12.000 1.9885 0.02512 0.02033 -0.1371 0.3757 1.0000 12.500 2.0039 0.02628 0.02172 -0.1320 0.3655 1.0000 13.000 2.0098 0.02818 0.02386 -0.1270 0.3525 1.0000 13.500 2.0117 0.03107 0.02682 -0.1231 0.3373 1.0000 14.000 1.9862 0.03774 0.03379 -0.1202 0.3225 1.0000 14.500 1.9496 0.04657 0.04270 -0.1185 0.3052 1.0000 15.000 1.8885 0.05883 0.05514 -0.1174 0.2877 1.0000 15.500 1.8381 0.07041 0.06683 -0.1169 0.2700 1.0000 16.000 1.8012 0.08077 0.07715 -0.1170 0.2464 1.0000 16.500 1.7665 0.09114 0.08746 -0.1176 0.2184 1.0000 17.000 1.7264 0.10244 0.09867 -0.1188 0.1876 1.0000 17.500 1.6818 0.11505 0.11111 -0.1210 0.1540 1.0000 18.000 1.6394 0.12771 0.12356 -0.1241 0.1193 1.0000 18.500 1.6005 0.14022 0.13581 -0.1280 0.0865 1.0000 19.000 1.5688 0.15198 0.14748 -0.1323 0.0640 1.0000 19.500 1.5563 0.16035 0.15578 -0.1358 0.0513 1.0000 20.000 1.5506 0.16765 0.16314 -0.1395 0.0431 1.0000 20.500 1.5492 0.17442 0.16996 -0.1429 0.0360 1.0000 21.000 1.5560 0.17982 0.17555 -0.1455 0.0352 1.0000 21.500 1.5508 0.18812 0.18395 -0.1498 0.0300 1.0000 22.000 1.5514 0.19522 0.19113 -0.1535 0.0257 1.0000 22.500 1.5550 0.20206 0.19817 -0.1572 0.0229 1.0000 23.000 1.5555 0.20962 0.20595 -0.1610 0.0217 1.0000 23.500 1.5476 0.21960 0.21598 -0.1662 0.0166 1.0000 24.000 1.5450 0.22857 0.22518 -0.1709 0.0143 1.0000 24.500 1.5300 0.24136 0.23798 -0.1776 0.0071 1.0000 25.000 1.5148 0.25486 0.25157 -0.1840 0.0051 1.0000 25.500 1.5125 0.26464 0.26165 -0.1885 0.0061 1.0000 26.000 1.4880 0.28217 0.27930 -0.1962 0.0035 1.0000 26.500 1.4681 0.29919 0.29656 -0.2029 0.0027 1.0000 27.000 1.4621 0.31085 0.30848 -0.2075 0.0034 1.0000 28.000 1.3848 0.35965 0.35782 -0.2207 0.0024 1.0000 29.000 0.9257 0.34638 0.34496 -0.1745 0.0170 1.0000 29.500 0.9197 0.35049 0.34910 -0.1764 0.0168 1.0000 30.000 0.9083 0.35428 0.35283 -0.1767 0.0095 1.0000 30.500 0.9052 0.35628 0.35492 -0.1784 0.0168 1.0000 31.000 0.8959 0.36073 0.35931 -0.1789 0.0094 1.0000 31.500 0.8918 0.36598 0.36459 -0.1809 0.0092 1.0000 32.000 0.8874 0.36852 0.36718 -0.1824 0.0091 1.0000 32.500 0.8851 0.37381 0.37252 -0.1846 0.0080 1.0000 33.000 0.8814 0.37679 0.37548 -0.1859 0.0063 1.0000 33.500 0.8784 0.38037 0.37915 -0.1876 0.0070 1.0000