XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 66-S-171 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 0.4529 0.01097 0.00409 -0.0924 0.5358 0.5574 0.500 0.5099 0.01105 0.00411 -0.0927 0.5309 0.5657 1.000 0.5672 0.01131 0.00431 -0.0933 0.5255 0.5737 1.500 0.6230 0.01131 0.00440 -0.0934 0.5215 0.5824 2.000 0.6794 0.01143 0.00454 -0.0937 0.5173 0.5915 2.500 0.7354 0.01152 0.00470 -0.0940 0.5130 0.6024 3.000 0.7917 0.01169 0.00489 -0.0943 0.5087 0.6141 3.500 0.8479 0.01208 0.00533 -0.0948 0.5037 0.6274 4.000 0.9020 0.01215 0.00559 -0.0947 0.5000 0.6426 4.500 0.9560 0.01226 0.00586 -0.0947 0.4951 0.6624 5.000 1.0104 0.01234 0.00608 -0.0947 0.4897 0.6874 5.500 1.0646 0.01257 0.00646 -0.0947 0.4839 0.7248 6.500 1.1713 0.01249 0.00724 -0.0942 0.4734 1.0000 7.000 1.2246 0.01269 0.00748 -0.0941 0.4674 1.0000 7.500 1.2786 0.01321 0.00802 -0.0942 0.4610 1.0000 8.000 1.3251 0.01324 0.00824 -0.0928 0.4526 1.0000 8.500 1.3684 0.01303 0.00806 -0.0905 0.4358 1.0000 9.000 1.4044 0.01299 0.00807 -0.0870 0.4096 1.0000 9.500 1.4358 0.01345 0.00852 -0.0830 0.3839 1.0000 10.000 1.4510 0.01426 0.00930 -0.0762 0.3561 1.0000 10.500 1.4476 0.01581 0.01073 -0.0672 0.3178 1.0000 11.000 1.4247 0.01869 0.01345 -0.0574 0.2664 1.0000 11.500 1.3792 0.02424 0.01878 -0.0487 0.2115 1.0000 12.000 1.3344 0.03149 0.02586 -0.0433 0.1655 1.0000 12.500 1.2864 0.03992 0.03409 -0.0396 0.1185 1.0000 13.000 1.2476 0.04837 0.04234 -0.0374 0.0764 1.0000 13.500 1.2136 0.05718 0.05094 -0.0365 0.0393 1.0000 14.000 1.1999 0.06439 0.05813 -0.0363 0.0262 1.0000 14.500 1.1951 0.07100 0.06483 -0.0365 0.0219 1.0000 15.000 1.1937 0.07746 0.07138 -0.0372 0.0192 1.0000 15.500 1.1972 0.08347 0.07754 -0.0380 0.0172 1.0000 16.000 1.1923 0.09084 0.08500 -0.0394 0.0161 1.0000 16.500 1.1973 0.09709 0.09141 -0.0408 0.0150 1.0000 17.000 1.2005 0.10364 0.09807 -0.0426 0.0139 1.0000 17.500 1.2032 0.11039 0.10494 -0.0446 0.0130 1.0000 18.000 1.2098 0.11661 0.11131 -0.0466 0.0121 1.0000 18.500 1.2153 0.12294 0.11771 -0.0489 0.0112 1.0000 19.000 1.2232 0.12880 0.12370 -0.0510 0.0105 1.0000 19.500 1.2304 0.13501 0.13008 -0.0536 0.0097 1.0000 20.000 1.2383 0.14087 0.13600 -0.0562 0.0089 1.0000 22.000 1.2524 0.16743 0.16330 -0.0698 0.0061 1.0000 22.500 1.2502 0.17521 0.17133 -0.0744 0.0057 1.0000 23.000 1.2469 0.18330 0.17961 -0.0795 0.0053 1.0000 23.500 1.2421 0.19167 0.18819 -0.0848 0.0052 1.0000 24.000 1.2364 0.20022 0.19690 -0.0906 0.0050 1.0000 24.500 1.2227 0.21076 0.20768 -0.0976 0.0049 1.0000 25.000 1.2012 0.22388 0.22109 -0.1063 0.0049 1.0000