XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 84-W-175 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 0.4680 0.01192 0.00630 -0.0998 0.6674 0.7933 0.500 0.5212 0.01224 0.00658 -0.0989 0.6589 0.8180 1.000 0.5708 0.01241 0.00680 -0.0975 0.6508 0.8401 1.500 0.6177 0.01256 0.00697 -0.0952 0.6424 0.8670 2.000 0.6680 0.01261 0.00693 -0.0936 0.6340 0.8867 2.500 0.7156 0.01281 0.00714 -0.0921 0.6250 0.9042 3.000 0.7612 0.01287 0.00726 -0.0902 0.6165 0.9221 3.500 0.8106 0.01276 0.00711 -0.0888 0.6069 0.9397 4.000 0.8662 0.01299 0.00725 -0.0889 0.5972 0.9581 4.500 0.9281 0.01313 0.00750 -0.0910 0.5892 0.9761 5.000 1.0049 0.01323 0.00764 -0.0959 0.5788 0.9895 5.500 1.0831 0.01348 0.00780 -0.1013 0.5684 1.0000 6.000 1.1164 0.01382 0.00822 -0.0983 0.5586 1.0000 6.500 1.1667 0.01396 0.00837 -0.0981 0.5455 1.0000 7.000 1.2263 0.01441 0.00875 -0.0995 0.5335 1.0000 7.500 1.2699 0.01483 0.00931 -0.0984 0.5224 1.0000 8.000 1.3182 0.01524 0.00976 -0.0979 0.5107 1.0000 8.500 1.3661 0.01576 0.01026 -0.0972 0.4964 1.0000 9.000 1.3916 0.01624 0.01074 -0.0928 0.4755 1.0000 9.500 1.4238 0.01713 0.01175 -0.0901 0.4591 1.0000 10.000 1.4509 0.01822 0.01277 -0.0868 0.4384 1.0000 10.500 1.4696 0.01982 0.01445 -0.0829 0.4154 1.0000 11.000 1.4874 0.02174 0.01638 -0.0793 0.3917 1.0000 11.500 1.5003 0.02413 0.01873 -0.0755 0.3664 1.0000 12.000 1.5057 0.02725 0.02179 -0.0715 0.3364 1.0000 12.500 1.5074 0.03087 0.02540 -0.0677 0.3067 1.0000 13.000 1.5037 0.03531 0.02979 -0.0642 0.2734 1.0000 13.500 1.4947 0.04069 0.03506 -0.0610 0.2381 1.0000 14.000 1.4837 0.04659 0.04087 -0.0584 0.2058 1.0000 14.500 1.4599 0.05404 0.04814 -0.0559 0.1693 1.0000 15.000 1.4482 0.06080 0.05483 -0.0545 0.1392 1.0000 15.500 1.4347 0.06811 0.06208 -0.0536 0.1146 1.0000 16.000 1.4228 0.07552 0.06949 -0.0532 0.0963 1.0000 16.500 1.4097 0.08325 0.07720 -0.0534 0.0793 1.0000 17.000 1.3941 0.09128 0.08522 -0.0538 0.0680 1.0000 17.500 1.3948 0.09747 0.09160 -0.0544 0.0605 1.0000 18.000 1.3813 0.10580 0.09993 -0.0558 0.0521 1.0000 18.500 1.3874 0.11159 0.10590 -0.0571 0.0476 1.0000 19.000 1.3840 0.11874 0.11317 -0.0591 0.0432 1.0000 19.500 1.3787 0.12568 0.12014 -0.0608 0.0379 1.0000 20.000 1.3860 0.13124 0.12590 -0.0628 0.0364 1.0000 20.500 1.3876 0.13777 0.13261 -0.0655 0.0335 1.0000 21.000 1.3902 0.14395 0.13893 -0.0683 0.0311 1.0000 21.500 1.3906 0.15007 0.14518 -0.0716 0.0293 1.0000 22.000 1.3925 0.15476 0.15004 -0.0736 0.0266 1.0000 22.500 1.3938 0.16150 0.15701 -0.0775 0.0259 1.0000 23.000 1.3893 0.16963 0.16539 -0.0823 0.0252 1.0000 23.500 1.3815 0.17887 0.17489 -0.0878 0.0242 1.0000 24.000 1.3670 0.19001 0.18633 -0.0943 0.0233 1.0000 24.500 1.3422 0.20461 0.20125 -0.1027 0.0225 1.0000 25.000 1.2902 0.22868 0.22574 -0.1156 0.0218 1.0000