XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 74-CL5-140 MOD (smoothed) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 1.3219 0.01642 0.00800 -0.2553 0.5219 0.0553 1.500 1.3898 0.01547 0.00829 -0.2588 0.5146 0.6743 2.000 1.4333 0.01540 0.00838 -0.2560 0.5084 1.0000 2.500 1.4874 0.01591 0.00877 -0.2561 0.5022 1.0000 3.000 1.5407 0.01634 0.00911 -0.2561 0.4957 1.0000 3.500 1.5959 0.01693 0.00948 -0.2564 0.4894 1.0000 4.000 1.6453 0.01742 0.01003 -0.2556 0.4833 1.0000 4.500 1.6962 0.01792 0.01050 -0.2552 0.4772 1.0000 5.000 1.7498 0.01860 0.01104 -0.2554 0.4712 1.0000 5.500 1.7950 0.01915 0.01175 -0.2539 0.4652 1.0000 6.000 1.8433 0.01971 0.01233 -0.2531 0.4593 1.0000 6.500 1.8947 0.02045 0.01303 -0.2529 0.4535 1.0000 7.000 1.9350 0.02112 0.01390 -0.2507 0.4476 1.0000 7.500 1.9796 0.02177 0.01464 -0.2493 0.4418 1.0000 8.000 2.0284 0.02260 0.01547 -0.2488 0.4360 1.0000 8.500 2.0612 0.02345 0.01660 -0.2453 0.4302 1.0000 9.000 2.0999 0.02422 0.01749 -0.2429 0.4244 1.0000 9.500 2.1437 0.02515 0.01850 -0.2417 0.4185 1.0000 10.000 2.1516 0.02611 0.01975 -0.2336 0.4106 1.0000 10.500 2.1626 0.02702 0.02073 -0.2264 0.3995 1.0000 11.000 2.1654 0.02857 0.02248 -0.2187 0.3886 1.0000 11.500 2.1655 0.03089 0.02503 -0.2116 0.3767 1.0000 12.000 2.1649 0.03380 0.02811 -0.2054 0.3638 1.0000 12.500 2.1581 0.03781 0.03229 -0.1997 0.3489 1.0000 13.000 2.1382 0.04380 0.03848 -0.1944 0.3283 1.0000 13.500 2.1032 0.05227 0.04702 -0.1895 0.3023 1.0000 14.000 2.0524 0.06343 0.05821 -0.1854 0.2701 1.0000 14.500 1.9938 0.07630 0.07107 -0.1822 0.2374 1.0000 15.000 1.9323 0.09012 0.08487 -0.1799 0.2050 1.0000 15.500 1.8731 0.10422 0.09892 -0.1789 0.1729 1.0000 16.000 1.8146 0.11874 0.11336 -0.1791 0.1381 1.0000 16.500 1.7582 0.13353 0.12799 -0.1807 0.0990 1.0000 17.000 1.7077 0.14799 0.14221 -0.1836 0.0536 1.0000 17.500 1.6677 0.16134 0.15537 -0.1873 0.0204 1.0000 18.000 1.6550 0.17059 0.16476 -0.1904 0.0152 1.0000 18.500 1.6489 0.17874 0.17314 -0.1934 0.0133 1.0000 19.000 1.6428 0.18704 0.18165 -0.1969 0.0121 1.0000 19.500 1.6347 0.19576 0.19054 -0.2010 0.0112 1.0000 20.000 1.6296 0.20379 0.19868 -0.2049 0.0105 1.0000 20.500 1.6371 0.20927 0.20431 -0.2076 0.0099 1.0000 21.000 1.6466 0.21410 0.20924 -0.2102 0.0089 1.0000 21.500 1.6602 0.21757 0.21274 -0.2119 0.0082 1.0000 22.000 1.6975 0.21305 0.20810 -0.2081 0.0074 1.0000 22.500 1.7139 0.21564 0.21094 -0.2092 0.0072 1.0000 23.000 1.7312 0.21767 0.21322 -0.2101 0.0070 1.0000 23.500 1.7398 0.22211 0.21798 -0.2129 0.0068 1.0000 24.000 1.7409 0.22877 0.22499 -0.2175 0.0065 1.0000 24.500 1.7375 0.23672 0.23328 -0.2234 0.0062 1.0000 25.000 1.7292 0.24635 0.24332 -0.2307 0.0063 1.0000 25.500 1.7150 0.25799 0.25536 -0.2402 0.0066 1.0000 26.000 1.6974 0.27115 0.26889 -0.2515 0.0068 1.0000