XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX S 02/1-158 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5019 0.01299 0.00484 -0.0905 0.4783 0.5367 1.000 0.5583 0.01316 0.00492 -0.0908 0.4705 0.5416 1.500 0.6148 0.01346 0.00524 -0.0911 0.4662 0.5491 2.000 0.6712 0.01345 0.00527 -0.0913 0.4618 0.5561 2.500 0.7274 0.01341 0.00525 -0.0913 0.4525 0.5646 3.000 0.7821 0.01327 0.00513 -0.0912 0.4415 0.5790 3.500 0.8377 0.01356 0.00539 -0.0914 0.4348 0.5839 4.000 0.8935 0.01330 0.00520 -0.0914 0.4223 0.5928 4.500 0.9486 0.01332 0.00526 -0.0915 0.4118 0.6016 5.000 1.0002 0.01328 0.00510 -0.0910 0.3662 0.6133 5.500 1.0192 0.01667 0.00714 -0.0869 0.1336 0.6208 6.000 1.0598 0.01806 0.00836 -0.0854 0.0759 0.6303 6.500 1.1025 0.01899 0.00939 -0.0841 0.0536 0.6438 7.000 1.1425 0.02011 0.01063 -0.0825 0.0338 0.6586 7.500 1.1746 0.02153 0.01227 -0.0799 0.0095 0.6787 8.000 1.1990 0.02301 0.01398 -0.0762 0.0064 0.7122 8.500 1.2197 0.02432 0.01595 -0.0726 0.0059 1.0000 9.000 1.2325 0.02753 0.01933 -0.0705 0.0055 1.0000 9.500 1.2416 0.03195 0.02403 -0.0699 0.0056 1.0000 10.000 1.2418 0.03772 0.03006 -0.0698 0.0054 1.0000 10.500 1.2366 0.04420 0.03680 -0.0696 0.0055 1.0000 11.000 1.2391 0.04960 0.04234 -0.0695 0.0054 1.0000 11.500 1.2270 0.05681 0.04979 -0.0693 0.0055 1.0000 12.000 1.2255 0.06294 0.05611 -0.0694 0.0055 1.0000 12.500 1.2157 0.07030 0.06370 -0.0696 0.0057 1.0000 13.000 1.2166 0.07667 0.07023 -0.0702 0.0056 1.0000 13.500 1.2021 0.08476 0.07858 -0.0697 0.0065 1.0000 14.000 1.2116 0.08978 0.08374 -0.0697 0.0066 1.0000 14.500 1.2212 0.09458 0.08873 -0.0693 0.0065 1.0000 15.000 1.2357 0.09799 0.09238 -0.0668 0.0071 1.0000 15.500 1.2496 0.10192 0.09667 -0.0636 0.0081 1.0000 16.000 1.2523 0.10860 0.10365 -0.0648 0.0080 1.0000 16.500 1.2321 0.11936 0.11492 -0.0659 0.0092 1.0000 17.000 1.2419 0.12545 0.12122 -0.0678 0.0106 1.0000 17.500 1.1933 0.14360 0.14013 -0.0769 0.0125 1.0000 18.000 1.1502 0.16158 0.15854 -0.0879 0.0136 1.0000 18.500 1.1143 0.18095 0.17820 -0.1001 0.0136 1.0000 19.000 1.0670 0.21035 0.20782 -0.1163 0.0135 1.0000