XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX S 02-196 AIRFOIL 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 0.4400 0.01659 0.00397 -0.0939 0.0548 0.0405 0.500 0.4941 0.01678 0.00415 -0.0941 0.0537 0.0403 1.000 0.5472 0.01703 0.00437 -0.0943 0.0536 0.0399 1.500 0.5991 0.01733 0.00466 -0.0943 0.0531 0.0403 2.000 0.6503 0.01765 0.00498 -0.0942 0.0532 0.0408 2.500 0.6997 0.01805 0.00539 -0.0938 0.0534 0.0418 3.000 0.7474 0.01848 0.00581 -0.0933 0.0533 0.0436 3.500 0.7916 0.01897 0.00651 -0.0921 0.0535 0.0656 4.500 0.8717 0.02040 0.00789 -0.0891 0.0537 0.0792 5.000 0.9109 0.02140 0.00923 -0.0881 0.0541 0.1004 5.500 0.9483 0.02258 0.01059 -0.0871 0.0549 0.1452 6.000 0.9825 0.02406 0.01216 -0.0860 0.0554 0.1534 6.500 1.0266 0.02495 0.01416 -0.0878 0.0554 0.5326 7.000 1.0552 0.02708 0.01636 -0.0866 0.0562 0.5231 7.500 1.0849 0.02919 0.01897 -0.0858 0.0566 0.6013 8.000 1.1103 0.03167 0.02183 -0.0846 0.0571 0.6562 8.500 1.1323 0.03446 0.02500 -0.0833 0.0573 0.7059 9.000 1.1558 0.03732 0.02803 -0.0824 0.0581 0.7205 9.500 1.1741 0.04042 0.03154 -0.0810 0.0593 0.7653 10.000 1.1916 0.04345 0.03497 -0.0793 0.0598 0.8288 11.000 1.2157 0.05029 0.04240 -0.0753 0.0594 1.0000 11.500 1.2296 0.05462 0.04687 -0.0749 0.0583 1.0000 12.000 1.2454 0.05869 0.05111 -0.0744 0.0581 1.0000 12.500 1.2551 0.06361 0.05618 -0.0741 0.0559 1.0000 13.000 1.2663 0.06843 0.06124 -0.0738 0.0554 1.0000 13.500 1.2797 0.07311 0.06605 -0.0738 0.0513 1.0000 14.000 1.3067 0.07613 0.06918 -0.0741 0.0475 1.0000 14.500 1.3209 0.08068 0.07393 -0.0742 0.0454 1.0000 15.000 1.3330 0.08549 0.07893 -0.0743 0.0422 1.0000 16.000 1.3572 0.09502 0.08865 -0.0752 0.0365 1.0000 16.500 1.3613 0.10086 0.09446 -0.0760 0.0344 1.0000 17.000 1.3613 0.10758 0.10122 -0.0772 0.0324 1.0000 17.500 1.3666 0.11347 0.10725 -0.0784 0.0309 1.0000 18.000 1.3726 0.11926 0.11323 -0.0798 0.0289 1.0000 18.500 1.3753 0.12544 0.11967 -0.0814 0.0267 1.0000 19.000 1.3888 0.13030 0.12464 -0.0833 0.0260 1.0000 19.500 1.4013 0.13526 0.12977 -0.0853 0.0253 1.0000 20.000 1.4156 0.14012 0.13472 -0.0877 0.0232 1.0000 20.500 1.4259 0.14534 0.14010 -0.0902 0.0203 1.0000 21.000 1.4292 0.15154 0.14654 -0.0934 0.0183 1.0000 21.500 1.4376 0.15656 0.15187 -0.0962 0.0164 1.0000 22.000 1.4382 0.16315 0.15870 -0.1001 0.0158 1.0000 22.500 1.4389 0.17004 0.16585 -0.1042 0.0146 1.0000 23.000 1.4334 0.17843 0.17449 -0.1092 0.0140 1.0000 23.500 1.4295 0.18679 0.18313 -0.1142 0.0141 1.0000 24.000 1.4189 0.19721 0.19379 -0.1205 0.0119 1.0000 24.500 1.4014 0.20984 0.20668 -0.1279 0.0111 1.0000 25.000 1.3596 0.23008 0.22739 -0.1388 0.0124 1.0000 27.000 1.1036 0.38182 0.37968 -0.1833 0.0075 1.0000 29.000 0.8322 0.35719 0.35537 -0.1497 0.0167 1.0000 29.500 0.8252 0.36009 0.35831 -0.1514 0.0165 1.0000 30.000 0.8177 0.36609 0.36430 -0.1536 0.0136 1.0000 30.500 0.8156 0.36830 0.36654 -0.1552 0.0128 1.0000 31.000 0.8128 0.36926 0.36755 -0.1565 0.0115 1.0000 31.500 0.8093 0.37218 0.37052 -0.1581 0.0120 1.0000 32.000 0.8077 0.37385 0.37225 -0.1596 0.0110 1.0000 32.500 0.8067 0.37548 0.37393 -0.1616 0.0109 1.0000