XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 61-184 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 0.5266 0.01165 0.00587 -0.1182 0.6673 0.6288 0.500 0.5848 0.01165 0.00582 -0.1189 0.6594 0.6320 1.000 0.6406 0.01159 0.00583 -0.1191 0.6509 0.6358 1.500 0.6988 0.01154 0.00574 -0.1199 0.6426 0.6398 2.000 0.7564 0.01155 0.00574 -0.1206 0.6333 0.6436 2.500 0.8136 0.01154 0.00570 -0.1212 0.6227 0.6471 3.000 0.8699 0.01145 0.00565 -0.1217 0.6124 0.6506 3.500 0.9245 0.01142 0.00566 -0.1217 0.6001 0.6537 4.000 0.9777 0.01147 0.00577 -0.1214 0.5851 0.6574 4.500 1.0318 0.01161 0.00589 -0.1214 0.5715 0.6614 5.000 1.0849 0.01174 0.00606 -0.1213 0.5569 0.6649 5.500 1.1370 0.01195 0.00632 -0.1210 0.5415 0.6680 6.000 1.1867 0.01212 0.00653 -0.1202 0.5239 0.6715 6.500 1.2333 0.01241 0.00687 -0.1188 0.5045 0.6753 7.000 1.2770 0.01278 0.00729 -0.1170 0.4829 0.6794 7.500 1.3121 0.01330 0.00777 -0.1135 0.4501 0.6834 8.000 1.3318 0.01405 0.00840 -0.1074 0.4093 0.6872 8.500 1.3425 0.01522 0.00941 -0.1001 0.3657 0.6906 9.000 1.3490 0.01671 0.01080 -0.0929 0.3254 0.6949 9.500 1.3493 0.01884 0.01283 -0.0858 0.2857 0.6994 10.000 1.3490 0.02155 0.01542 -0.0799 0.2476 0.7045 10.500 1.3482 0.02477 0.01849 -0.0749 0.2101 0.7089 11.000 1.3462 0.02841 0.02197 -0.0705 0.1712 0.7132 11.500 1.3504 0.03191 0.02541 -0.0672 0.1423 0.7182 12.000 1.3541 0.03573 0.02916 -0.0643 0.1151 0.7233 12.500 1.3578 0.03990 0.03326 -0.0620 0.0904 0.7287 13.000 1.3620 0.04437 0.03769 -0.0602 0.0692 0.7346 13.500 1.3669 0.04906 0.04242 -0.0590 0.0540 0.7414 14.000 1.3740 0.05390 0.04733 -0.0583 0.0434 0.7484 14.500 1.3803 0.05911 0.05261 -0.0581 0.0354 0.7558 15.000 1.3874 0.06447 0.05812 -0.0582 0.0296 0.7648 15.500 1.3945 0.07015 0.06396 -0.0588 0.0261 0.7751 16.000 1.4001 0.07623 0.07024 -0.0599 0.0235 0.7886 16.500 1.4073 0.08232 0.07658 -0.0612 0.0211 0.8080 17.000 1.4103 0.08897 0.08353 -0.0627 0.0193 0.8474 17.500 1.4071 0.09509 0.08996 -0.0630 0.0174 1.0000 18.000 1.4100 0.10252 0.09754 -0.0657 0.0155 1.0000 18.500 1.4103 0.11043 0.10559 -0.0689 0.0135 1.0000 19.000 1.4105 0.11843 0.11375 -0.0724 0.0115 1.0000 19.500 1.4086 0.12683 0.12232 -0.0764 0.0094 1.0000 20.000 1.4038 0.13572 0.13138 -0.0809 0.0072 1.0000 20.500 1.3948 0.14540 0.14119 -0.0862 0.0049 1.0000 21.000 1.3845 0.15536 0.15133 -0.0921 0.0035 1.0000 21.500 1.3748 0.16524 0.16138 -0.0982 0.0030 1.0000 22.000 1.3641 0.17537 0.17172 -0.1048 0.0027 1.0000 22.500 1.3535 0.18553 0.18208 -0.1118 0.0026 1.0000 23.000 1.3420 0.19594 0.19268 -0.1191 0.0024 1.0000 23.500 1.3287 0.20685 0.20379 -0.1269 0.0023 1.0000 24.000 1.3152 0.21793 0.21506 -0.1350 0.0023 1.0000 24.500 1.3017 0.22918 0.22649 -0.1433 0.0022 1.0000 25.000 1.2874 0.24081 0.23830 -0.1518 0.0022 1.0000 25.500 1.2753 0.25220 0.24985 -0.1601 0.0023 1.0000 26.000 1.2642 0.26364 0.26142 -0.1683 0.0022 1.0000 26.500 1.2577 0.27395 0.27184 -0.1758 0.0022 1.0000 27.000 1.2553 0.28317 0.28115 -0.1825 0.0022 1.0000 27.500 1.2533 0.29239 0.29045 -0.1892 0.0022 1.0000