XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 76-MP-160 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 0.7438 0.01503 0.00828 -0.1711 0.7303 0.3202 0.500 0.8123 0.01427 0.00763 -0.1732 0.7244 0.3871 1.000 0.8639 0.01397 0.00775 -0.1726 0.7166 0.5210 1.500 0.9107 0.01364 0.00787 -0.1706 0.7063 0.6590 2.000 0.9696 0.01322 0.00753 -0.1705 0.6980 0.7408 2.500 1.0265 0.01314 0.00752 -0.1701 0.6901 0.7912 3.000 1.0619 0.01322 0.00775 -0.1658 0.6766 0.8217 3.500 1.1178 0.01282 0.00727 -0.1652 0.6635 0.8423 4.000 1.1549 0.01295 0.00749 -0.1615 0.6483 0.8633 4.500 1.2070 0.01271 0.00711 -0.1603 0.6292 0.8803 5.000 1.2313 0.01294 0.00744 -0.1542 0.6060 0.9012 5.500 1.2666 0.01323 0.00770 -0.1504 0.5833 0.9205 6.000 1.3030 0.01368 0.00807 -0.1473 0.5551 1.0000 6.500 1.3360 0.01461 0.00883 -0.1441 0.5267 1.0000 7.000 1.3642 0.01582 0.00985 -0.1403 0.4981 1.0000 7.500 1.3837 0.01743 0.01137 -0.1356 0.4663 1.0000 8.000 1.4128 0.01883 0.01276 -0.1326 0.4470 1.0000 8.500 1.4307 0.02079 0.01461 -0.1282 0.4173 1.0000 9.000 1.4518 0.02271 0.01643 -0.1245 0.3946 1.0000 9.500 1.4725 0.02476 0.01837 -0.1208 0.3753 1.0000 10.000 1.4981 0.02660 0.02028 -0.1180 0.3568 1.0000 10.500 1.5132 0.02909 0.02273 -0.1141 0.3346 1.0000 11.000 1.5300 0.03159 0.02517 -0.1107 0.3160 1.0000 11.500 1.5542 0.03376 0.02741 -0.1081 0.3026 1.0000 12.000 1.5717 0.03647 0.03011 -0.1052 0.2845 1.0000 12.500 1.5929 0.03901 0.03272 -0.1027 0.2731 1.0000 13.000 1.6070 0.04214 0.03584 -0.0999 0.2577 1.0000 13.500 1.6240 0.04515 0.03899 -0.0976 0.2440 1.0000 14.000 1.6383 0.04848 0.04241 -0.0953 0.2302 1.0000 14.500 1.6425 0.05296 0.04686 -0.0929 0.2110 1.0000 15.000 1.6446 0.05777 0.05162 -0.0906 0.1946 1.0000 15.500 1.6597 0.06157 0.05564 -0.0892 0.1843 1.0000 16.000 1.6600 0.06688 0.06096 -0.0876 0.1698 1.0000 16.500 1.6639 0.07200 0.06620 -0.0865 0.1583 1.0000 17.000 1.6569 0.07840 0.07264 -0.0855 0.1457 1.0000 17.500 1.6643 0.08314 0.07762 -0.0849 0.1367 1.0000 18.000 1.6519 0.09052 0.08505 -0.0849 0.1249 1.0000 18.500 1.6492 0.09689 0.09157 -0.0852 0.1164 1.0000 19.000 1.6366 0.10462 0.09935 -0.0862 0.1072 1.0000 19.500 1.6327 0.11129 0.10621 -0.0873 0.1001 1.0000 20.000 1.6253 0.11855 0.11366 -0.0892 0.0918 1.0000 20.500 1.6086 0.12714 0.12232 -0.0919 0.0839 1.0000 21.000 1.6030 0.13417 0.12953 -0.0945 0.0776 1.0000 21.500 1.5854 0.14307 0.13852 -0.0984 0.0706 1.0000 22.000 1.5766 0.15030 0.14593 -0.1021 0.0645 1.0000 22.500 1.5665 0.15796 0.15377 -0.1065 0.0572 1.0000 23.000 1.5476 0.16748 0.16336 -0.1120 0.0504 1.0000 23.500 1.5310 0.17724 0.17323 -0.1177 0.0447 1.0000 24.000 1.5106 0.18808 0.18406 -0.1240 0.0378 1.0000 24.500 1.4996 0.19782 0.19404 -0.1297 0.0330 1.0000 25.000 1.4741 0.21116 0.20741 -0.1375 0.0273 1.0000 25.500 1.4606 0.22243 0.21885 -0.1437 0.0240 1.0000 26.000 1.4532 0.23248 0.22902 -0.1493 0.0219 1.0000 26.500 1.4448 0.24314 0.23979 -0.1551 0.0205 1.0000 27.000 1.4388 0.25323 0.24996 -0.1604 0.0185 1.0000 28.000 1.3574 0.30026 0.29772 -0.1812 0.0170 1.0000