XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 79-W-660A 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 0.8963 0.11385 0.10637 -0.1554 0.5938 0.5728 0.500 0.9069 0.11336 0.10597 -0.1522 0.5879 0.5749 1.000 0.9144 0.11274 0.10539 -0.1483 0.5811 0.5782 2.000 0.7528 0.10005 0.09248 -0.1076 0.5684 0.6049 2.500 0.6798 0.10510 0.09782 -0.0854 0.5576 0.6086 3.000 -0.0525 0.08654 0.07875 0.0752 0.5386 0.6541 3.500 0.0267 0.08318 0.07515 0.0656 0.5345 0.6578 4.500 -0.0027 0.08975 0.08162 0.0797 0.5036 0.6635 5.000 -0.0398 0.09627 0.08826 0.0891 0.4810 0.6664 5.500 0.0321 0.09571 0.08757 0.0794 0.4734 0.6693 6.000 0.0437 0.09909 0.09100 0.0802 0.4612 0.6724 6.500 0.0489 0.10272 0.09467 0.0819 0.4513 0.6749 7.000 0.0905 0.10373 0.09560 0.0775 0.4452 0.6779 7.500 0.1431 0.10388 0.09562 0.0713 0.4395 0.6812 8.000 0.1953 0.10398 0.09564 0.0651 0.4343 0.6846 9.000 -0.0074 0.12801 0.12024 0.0997 0.4124 0.6878 9.500 0.0267 0.12969 0.12188 0.0956 0.4091 0.6899 10.000 -0.2862 0.16595 0.15859 0.1381 0.3781 0.6901 10.500 -0.2326 0.16616 0.15874 0.1307 0.3759 0.6927 11.000 -0.1852 0.16785 0.16045 0.1234 0.3740 0.6961 11.500 -0.2046 0.17765 0.17036 0.1247 0.3683 0.6983 12.000 -0.2516 0.18933 0.18217 0.1288 0.3589 0.6999 12.500 -0.2295 0.19337 0.18627 0.1247 0.3535 0.7025 13.000 -0.1908 0.19563 0.18856 0.1186 0.3498 0.7052 13.500 -0.1366 0.19606 0.18899 0.1108 0.3467 0.7084 14.000 -0.0965 0.19828 0.19121 0.1044 0.3453 0.7112 14.500 -0.0358 0.19764 0.19055 0.0961 0.3434 0.7152 15.000 0.0132 0.19877 0.19165 0.0888 0.3416 0.7174 15.500 -0.0395 0.21072 0.20370 0.0927 0.3223 0.7195 16.000 -0.0060 0.21333 0.20631 0.0870 0.3188 0.7211 16.500 0.0286 0.21671 0.20972 0.0805 0.3168 0.7258 17.000 0.0944 0.21508 0.20810 0.0713 0.3143 0.7298 17.500 0.1710 0.21118 0.20418 0.0612 0.3122 0.7337 18.000 0.1868 0.21709 0.21018 0.0572 0.3111 0.7367 18.500 0.2220 0.21994 0.21306 0.0515 0.3092 0.7403 19.000 0.2718 0.21692 0.20992 0.0438 0.2873 0.7446 19.500 0.1976 0.23619 0.22944 0.0485 0.2870 0.7467 20.000 0.2322 0.23844 0.23170 0.0425 0.2853 0.7496 20.500 0.3908 0.22111 0.21418 0.0247 0.2820 0.7576 21.000 0.4293 0.22238 0.21550 0.0186 0.2806 0.7629 21.500 0.4020 0.23381 0.22711 0.0189 0.2783 0.7666 22.000 0.3958 0.24096 0.23430 0.0163 0.2601 0.7707 22.500 0.4069 0.24656 0.23996 0.0124 0.2578 0.7744 23.000 0.4858 0.24102 0.23433 0.0025 0.2553 0.7787 23.500 0.5317 0.24097 0.23432 -0.0044 0.2538 0.7857 24.000 0.4782 0.25706 0.25067 -0.0027 0.2533 0.7887 24.500 0.6167 0.24129 0.23469 -0.0172 0.2508 0.7970 25.000 0.5336 0.26102 0.25465 -0.0133 0.2349 0.8000 26.000 0.5891 0.26572 0.25948 -0.0241 0.2288 0.8123 26.500 0.6137 0.26848 0.26235 -0.0291 0.2272 0.8207 27.500 0.7127 0.26857 0.26285 -0.0456 0.2243 0.8662 28.000 0.6542 0.28240 0.27673 -0.0355 0.2112 0.9633 28.500 0.6621 0.29415 0.28872 -0.0481 0.2069 0.9642 29.000 0.7418 0.29863 0.29329 -0.0689 0.2038 0.9706 29.500 0.7681 0.30301 0.29763 -0.0735 0.2019 0.9720 30.000 0.8379 0.29906 0.29351 -0.0807 0.2001 0.9725 30.500 0.8528 0.30404 0.29851 -0.0844 0.1988 0.9726 31.000 0.8933 0.30445 0.29886 -0.0899 0.1973 0.9728