XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 60-126/1 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6297 0.00848 0.00251 -0.1302 0.6500 0.5271 1.000 0.6844 0.00862 0.00258 -0.1296 0.6245 0.5441 1.500 0.7387 0.00878 0.00269 -0.1290 0.5997 0.5622 2.500 0.8463 0.00916 0.00302 -0.1277 0.5466 0.6003 3.000 0.8988 0.00942 0.00326 -0.1269 0.5143 0.6233 3.500 0.9506 0.00972 0.00351 -0.1259 0.4821 0.6482 4.000 1.0020 0.01002 0.00385 -0.1250 0.4483 0.6796 4.500 1.0520 0.01036 0.00424 -0.1238 0.4149 0.7262 5.000 1.0976 0.01058 0.00469 -0.1216 0.3811 0.8299 5.500 1.1395 0.01096 0.00508 -0.1186 0.3411 1.0000 6.000 1.1836 0.01196 0.00574 -0.1167 0.2789 1.0000 6.500 1.2253 0.01311 0.00655 -0.1146 0.2181 1.0000 7.000 1.2660 0.01429 0.00746 -0.1122 0.1722 1.0000 7.500 1.3038 0.01557 0.00849 -0.1095 0.1303 1.0000 8.000 1.3434 0.01660 0.00946 -0.1069 0.1065 1.0000 8.500 1.3790 0.01773 0.01051 -0.1038 0.0903 1.0000 9.000 1.4087 0.01884 0.01160 -0.0996 0.0734 1.0000 9.500 1.4278 0.02050 0.01309 -0.0941 0.0531 1.0000 10.000 1.4495 0.02208 0.01463 -0.0894 0.0348 1.0000 10.500 1.4631 0.02427 0.01681 -0.0841 0.0266 1.0000 11.000 1.4652 0.02747 0.01994 -0.0786 0.0043 1.0000 11.500 1.4753 0.03051 0.02315 -0.0745 0.0031 1.0000 12.000 1.4867 0.03374 0.02661 -0.0713 0.0028 1.0000 12.500 1.4947 0.03757 0.03068 -0.0686 0.0027 1.0000 13.000 1.4994 0.04207 0.03544 -0.0665 0.0026 1.0000 13.500 1.5012 0.04729 0.04092 -0.0652 0.0026 1.0000 14.000 1.4991 0.05344 0.04734 -0.0647 0.0025 1.0000 14.500 1.4930 0.06070 0.05488 -0.0653 0.0025 1.0000 15.000 1.4832 0.06917 0.06364 -0.0670 0.0025 1.0000 15.500 1.4699 0.07894 0.07370 -0.0700 0.0025 1.0000 16.000 1.4525 0.09017 0.08523 -0.0744 0.0025 1.0000 16.500 1.4320 0.10272 0.09808 -0.0800 0.0026 1.0000 17.000 1.4093 0.11640 0.11205 -0.0869 0.0026 1.0000 17.500 1.3863 0.13062 0.12655 -0.0946 0.0026 1.0000 18.000 1.3645 0.14490 0.14109 -0.1029 0.0026 1.0000 18.500 1.3454 0.15876 0.15518 -0.1112 0.0027 1.0000 19.000 1.3303 0.17177 0.16839 -0.1194 0.0027 1.0000 19.500 1.3195 0.18378 0.18055 -0.1272 0.0027 1.0000 20.000 1.3146 0.19423 0.19113 -0.1341 0.0028 1.0000 20.500 1.3145 0.20336 0.20035 -0.1402 0.0028 1.0000 21.000 1.3179 0.21147 0.20857 -0.1458 0.0029 1.0000 21.500 1.3237 0.21876 0.21594 -0.1509 0.0030 1.0000 22.000 1.3309 0.22551 0.22278 -0.1557 0.0031 1.0000 22.500 1.3378 0.23220 0.22956 -0.1606 0.0031 1.0000 23.000 1.3460 0.23814 0.23559 -0.1651 0.0033 1.0000 23.500 1.3455 0.24770 0.24530 -0.1721 0.0033 1.0000 24.000 1.3385 0.25988 0.25771 -0.1807 0.0034 1.0000