XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 66-S-196 V1 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 0.4943 0.01201 0.00509 -0.1064 0.5534 0.5770 0.500 0.5524 0.01228 0.00531 -0.1074 0.5501 0.5807 1.000 0.6095 0.01250 0.00556 -0.1082 0.5480 0.5847 1.500 0.6659 0.01262 0.00572 -0.1089 0.5458 0.5897 2.000 0.7225 0.01283 0.00595 -0.1096 0.5437 0.5938 2.500 0.7784 0.01299 0.00619 -0.1103 0.5416 0.5991 3.000 0.8342 0.01324 0.00653 -0.1109 0.5396 0.6047 3.500 0.8902 0.01349 0.00684 -0.1116 0.5372 0.6110 4.000 0.9463 0.01376 0.00717 -0.1123 0.5350 0.6176 4.500 1.0023 0.01401 0.00753 -0.1130 0.5327 0.6256 5.000 1.0585 0.01443 0.00803 -0.1139 0.5305 0.6347 5.500 1.1127 0.01515 0.00890 -0.1145 0.5281 0.6449 6.000 1.1644 0.01569 0.00964 -0.1146 0.5266 0.6571 6.500 1.2144 0.01594 0.01013 -0.1142 0.5240 0.6715 7.000 1.2631 0.01624 0.01068 -0.1136 0.5206 0.6887 7.500 1.3128 0.01651 0.01119 -0.1132 0.5170 0.7101 8.000 1.3722 0.01602 0.01078 -0.1140 0.5095 0.7388 8.500 1.4088 0.01534 0.01035 -0.1105 0.4957 0.7774 9.000 1.4349 0.01449 0.00972 -0.1047 0.4779 0.8399 10.000 1.4679 0.01461 0.01021 -0.0912 0.4486 1.0000 11.000 1.4463 0.01838 0.01387 -0.0738 0.3697 1.0000 11.500 1.3915 0.02413 0.01938 -0.0634 0.3180 1.0000 12.000 1.3400 0.03128 0.02637 -0.0559 0.2712 1.0000 12.500 1.2926 0.03931 0.03424 -0.0508 0.2269 1.0000 13.000 1.2516 0.04769 0.04241 -0.0473 0.1798 1.0000 13.500 1.2163 0.05622 0.05065 -0.0451 0.1257 1.0000 14.000 1.1873 0.06466 0.05869 -0.0438 0.0681 1.0000 14.500 1.1706 0.07230 0.06606 -0.0432 0.0317 1.0000 15.000 1.1735 0.07809 0.07186 -0.0433 0.0235 1.0000 15.500 1.1790 0.08382 0.07769 -0.0438 0.0205 1.0000 16.000 1.1835 0.08982 0.08377 -0.0445 0.0186 1.0000 16.500 1.1925 0.09541 0.08949 -0.0455 0.0171 1.0000 17.000 1.1960 0.10176 0.09592 -0.0467 0.0158 1.0000 17.500 1.2053 0.10747 0.10179 -0.0481 0.0151 1.0000 18.000 1.2156 0.11299 0.10741 -0.0496 0.0141 1.0000 18.500 1.2218 0.11900 0.11347 -0.0514 0.0133 1.0000 19.000 1.2344 0.12421 0.11884 -0.0531 0.0126 1.0000 19.500 1.2448 0.12973 0.12450 -0.0551 0.0118 1.0000 20.000 1.2553 0.13501 0.12983 -0.0573 0.0109 1.0000 20.500 1.2668 0.14009 0.13508 -0.0593 0.0104 1.0000 21.000 1.2749 0.14589 0.14108 -0.0619 0.0098 1.0000 21.500 1.2829 0.15157 0.14691 -0.0647 0.0093 1.0000 22.000 1.2909 0.15708 0.15251 -0.0676 0.0088 1.0000 22.500 1.2956 0.16298 0.15860 -0.0707 0.0083 1.0000 23.000 1.2916 0.17095 0.16687 -0.0753 0.0078 1.0000 23.500 1.2879 0.17875 0.17492 -0.0801 0.0074 1.0000 24.000 1.2826 0.18693 0.18330 -0.0854 0.0070 1.0000 24.500 1.2798 0.19447 0.19097 -0.0906 0.0067 1.0000 25.000 1.2639 0.20461 0.20137 -0.0973 0.0064 1.0000 25.500 1.2411 0.21714 0.21422 -0.1058 0.0063 1.0000 26.000 1.2078 0.23292 0.23036 -0.1164 0.0063 1.0000