XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 66-S-161 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 0.4565 0.01065 0.00382 -0.0935 0.5418 0.5692 0.500 0.5131 0.01063 0.00381 -0.0938 0.5364 0.5783 1.000 0.5699 0.01078 0.00388 -0.0941 0.5306 0.5880 1.500 0.6263 0.01092 0.00407 -0.0945 0.5260 0.5979 2.000 0.6825 0.01102 0.00423 -0.0947 0.5218 0.6095 2.500 0.7385 0.01111 0.00440 -0.0949 0.5172 0.6231 3.000 0.7945 0.01123 0.00459 -0.0952 0.5127 0.6390 3.500 0.8508 0.01156 0.00495 -0.0956 0.5075 0.6568 4.000 0.9049 0.01166 0.00527 -0.0955 0.5033 0.6820 4.500 0.9584 0.01170 0.00553 -0.0953 0.4978 0.7173 5.000 1.0106 0.01168 0.00580 -0.0948 0.4924 0.7807 5.500 1.0697 0.01164 0.00616 -0.0955 0.4862 1.0000 6.000 1.1227 0.01193 0.00656 -0.0954 0.4812 1.0000 6.500 1.1755 0.01214 0.00688 -0.0951 0.4746 1.0000 7.000 1.2291 0.01240 0.00720 -0.0950 0.4687 1.0000 7.500 1.2798 0.01266 0.00757 -0.0944 0.4597 1.0000 8.000 1.3256 0.01247 0.00738 -0.0926 0.4418 1.0000 8.500 1.3653 0.01237 0.00738 -0.0897 0.4125 1.0000 9.000 1.4010 0.01285 0.00783 -0.0864 0.3822 1.0000 9.500 1.4207 0.01386 0.00871 -0.0805 0.3353 1.0000 10.000 1.4076 0.01575 0.01034 -0.0696 0.2765 1.0000 10.500 1.3658 0.01949 0.01372 -0.0572 0.2049 1.0000 11.000 1.3190 0.02545 0.01941 -0.0489 0.1464 1.0000 11.500 1.2792 0.03259 0.02636 -0.0441 0.0979 1.0000 12.000 1.2402 0.04045 0.03401 -0.0409 0.0534 1.0000 12.500 1.2154 0.04771 0.04117 -0.0391 0.0299 1.0000 13.000 1.2064 0.05398 0.04750 -0.0383 0.0227 1.0000 13.500 1.2054 0.05978 0.05340 -0.0380 0.0193 1.0000 14.000 1.2070 0.06553 0.05929 -0.0381 0.0174 1.0000 14.500 1.2042 0.07208 0.06598 -0.0386 0.0162 1.0000 15.000 1.2077 0.07810 0.07213 -0.0394 0.0147 1.0000 15.500 1.2035 0.08531 0.07944 -0.0406 0.0139 1.0000 16.000 1.2114 0.09110 0.08540 -0.0418 0.0127 1.0000 16.500 1.2148 0.09767 0.09209 -0.0435 0.0118 1.0000 17.000 1.2187 0.10419 0.09876 -0.0453 0.0108 1.0000 17.500 1.2247 0.11062 0.10534 -0.0473 0.0099 1.0000 18.000 1.2288 0.11721 0.11201 -0.0495 0.0089 1.0000 18.500 1.2351 0.12373 0.11875 -0.0519 0.0079 1.0000 19.000 1.2403 0.13000 0.12506 -0.0543 0.0070 1.0000 19.500 1.2435 0.13720 0.13255 -0.0574 0.0062 1.0000 20.000 1.2462 0.14432 0.13983 -0.0608 0.0055 1.0000 20.500 1.2506 0.15051 0.14612 -0.0636 0.0051 1.0000 21.000 1.2476 0.15887 0.15480 -0.0680 0.0049 1.0000 21.500 1.2410 0.16790 0.16414 -0.0731 0.0047 1.0000 22.000 1.2306 0.17784 0.17438 -0.0790 0.0046 1.0000 22.500 1.2141 0.18946 0.18634 -0.0863 0.0046 1.0000 23.000 1.1921 0.20289 0.20008 -0.0949 0.0046 1.0000 23.500 1.1613 0.21965 0.21716 -0.1056 0.0047 1.0000 24.000 1.1181 0.24238 0.24013 -0.1189 0.0050 1.0000