XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 60-100 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.5130 0.00726 0.00207 -0.1192 0.7861 0.5584 0.500 0.5679 0.00729 0.00203 -0.1186 0.7557 0.5819 1.000 0.6229 0.00735 0.00208 -0.1180 0.7237 0.6045 1.500 0.6772 0.00749 0.00215 -0.1174 0.6875 0.6298 2.000 0.7306 0.00771 0.00227 -0.1166 0.6413 0.6568 2.500 0.7836 0.00796 0.00248 -0.1158 0.5968 0.6864 3.000 0.8357 0.00826 0.00275 -0.1149 0.5509 0.7252 3.500 0.8857 0.00850 0.00309 -0.1136 0.5032 0.7962 4.000 0.9309 0.00860 0.00333 -0.1110 0.4597 1.0000 4.500 0.9826 0.00922 0.00376 -0.1104 0.4084 1.0000 5.000 1.0315 0.01009 0.00430 -0.1093 0.3337 1.0000 5.500 1.0742 0.01163 0.00515 -0.1075 0.2116 1.0000 6.000 1.1204 0.01281 0.00599 -0.1062 0.1490 1.0000 6.500 1.1665 0.01394 0.00688 -0.1048 0.1061 1.0000 7.000 1.2121 0.01504 0.00783 -0.1034 0.0756 1.0000 7.500 1.2569 0.01615 0.00882 -0.1018 0.0558 1.0000 8.000 1.3010 0.01723 0.00994 -0.1001 0.0441 1.0000 8.500 1.3442 0.01830 0.01102 -0.0982 0.0326 1.0000 9.000 1.3831 0.01964 0.01235 -0.0958 0.0215 1.0000 9.500 1.4103 0.02189 0.01455 -0.0917 0.0035 1.0000 10.000 1.4366 0.02370 0.01658 -0.0873 0.0026 1.0000 10.500 1.4567 0.02558 0.01870 -0.0821 0.0023 1.0000 11.000 1.4729 0.02786 0.02125 -0.0770 0.0021 1.0000 11.500 1.4847 0.03067 0.02434 -0.0722 0.0020 1.0000 12.000 1.4903 0.03423 0.02819 -0.0677 0.0019 1.0000 12.500 1.4889 0.03874 0.03302 -0.0639 0.0018 1.0000 13.000 1.4814 0.04441 0.03899 -0.0613 0.0018 1.0000 13.500 1.4680 0.05155 0.04645 -0.0604 0.0018 1.0000 14.000 1.4497 0.06043 0.05566 -0.0617 0.0018 1.0000 14.500 1.4279 0.07124 0.06680 -0.0652 0.0018 1.0000 15.000 1.4032 0.08404 0.07993 -0.0710 0.0018 1.0000 15.500 1.3761 0.09874 0.09496 -0.0786 0.0018 1.0000 16.000 1.3478 0.11491 0.11145 -0.0877 0.0018 1.0000 16.500 1.3198 0.13190 0.12873 -0.0976 0.0019 1.0000 17.000 1.2956 0.14854 0.14562 -0.1077 0.0019 1.0000 17.500 1.2754 0.16449 0.16179 -0.1176 0.0020 1.0000 18.000 1.2596 0.17954 0.17704 -0.1271 0.0020 1.0000 18.500 1.2472 0.19403 0.19170 -0.1364 0.0021 1.0000 19.000 1.2358 0.20875 0.20660 -0.1459 0.0022 1.0000 19.500 1.2220 0.22532 0.22334 -0.1562 0.0023 1.0000