XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 69-PR-281 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 0.6664 0.01561 0.00789 -0.1302 0.3816 0.2513 1.000 0.7154 0.01583 0.00807 -0.1290 0.3681 0.2595 1.500 0.7659 0.01616 0.00842 -0.1279 0.3583 0.2668 2.000 0.8089 0.01678 0.00893 -0.1257 0.3461 0.2734 2.500 0.8563 0.01735 0.00944 -0.1243 0.3373 0.2779 3.000 0.9066 0.01765 0.00984 -0.1235 0.3307 0.2893 3.500 0.9533 0.01822 0.01045 -0.1222 0.3244 0.3001 4.000 0.9944 0.01905 0.01121 -0.1202 0.3174 0.3083 4.500 1.0385 0.01996 0.01216 -0.1189 0.3082 0.3252 5.000 1.0830 0.02064 0.01292 -0.1175 0.3055 0.3378 5.500 1.1282 0.02140 0.01382 -0.1165 0.3020 0.3593 6.000 1.1685 0.02236 0.01485 -0.1150 0.2963 0.3791 6.500 1.2045 0.02361 0.01614 -0.1132 0.2901 0.3990 7.000 1.2387 0.02512 0.01768 -0.1114 0.2826 0.4214 7.500 1.2792 0.02640 0.01905 -0.1102 0.2778 0.4451 8.000 1.3135 0.02787 0.02065 -0.1087 0.2749 0.4686 8.500 1.3462 0.02955 0.02248 -0.1073 0.2706 0.4940 9.000 1.3775 0.03143 0.02449 -0.1060 0.2655 0.5219 9.500 1.4045 0.03371 0.02687 -0.1046 0.2606 0.5525 10.000 1.4292 0.03626 0.02947 -0.1031 0.2525 0.5885 10.500 1.4615 0.03836 0.03175 -0.1021 0.2490 0.6322 11.000 1.4876 0.04105 0.03472 -0.1015 0.2468 0.6901 11.500 1.5115 0.04386 0.03788 -0.1006 0.2436 0.7794 12.500 1.5298 0.05007 0.04452 -0.0954 0.2359 1.0000 13.000 1.5460 0.05395 0.04838 -0.0949 0.2313 1.0000 13.500 1.5590 0.05812 0.05252 -0.0943 0.2258 1.0000 14.000 1.5760 0.06188 0.05634 -0.0937 0.2211 1.0000 14.500 1.5813 0.06724 0.06184 -0.0940 0.2189 1.0000 15.000 1.5861 0.07268 0.06740 -0.0943 0.2162 1.0000 15.500 1.5902 0.07816 0.07298 -0.0948 0.2127 1.0000 16.000 1.5877 0.08437 0.07931 -0.0955 0.2088 1.0000 16.500 1.5907 0.09005 0.08501 -0.0963 0.2047 1.0000 17.000 1.5954 0.09535 0.09031 -0.0970 0.1990 1.0000 17.500 1.5847 0.10255 0.09769 -0.0981 0.1946 1.0000 18.000 1.5102 0.11874 0.11428 -0.1031 0.1908 1.0000 18.500 1.3893 0.14198 0.13795 -0.1120 0.1807 1.0000 19.000 1.3996 0.14686 0.14281 -0.1143 0.1767 1.0000 21.000 1.0998 0.23329 0.22996 -0.1540 0.1293 1.0000 21.500 1.1265 0.23589 0.23255 -0.1556 0.1278 1.0000 22.000 1.1488 0.23961 0.23625 -0.1575 0.1264 1.0000 22.500 1.1034 0.26312 0.25991 -0.1667 0.1180 1.0000 23.000 1.1082 0.27238 0.26920 -0.1708 0.1122 1.0000 23.500 1.1253 0.27777 0.27459 -0.1733 0.1099 1.0000 24.000 1.1508 0.28027 0.27707 -0.1749 0.1081 1.0000 24.500 1.1749 0.28301 0.27980 -0.1766 0.1067 1.0000 25.000 1.1948 0.28702 0.28383 -0.1786 0.1055 1.0000 25.500 1.1789 0.30300 0.29988 -0.1843 0.1001 1.0000 26.000 1.1672 0.31850 0.31545 -0.1899 0.0924 1.0000 26.500 1.1850 0.32291 0.31987 -0.1920 0.0900 1.0000 27.000 1.2054 0.32614 0.32309 -0.1939 0.0884 1.0000 27.500 1.2238 0.32996 0.32692 -0.1960 0.0871 1.0000 28.000 1.2426 0.33333 0.33029 -0.1978 0.0860 1.0000 28.500 1.2046 0.35827 0.35535 -0.2043 0.0784 1.0000 29.000 1.2013 0.36986 0.36702 -0.2077 0.0740 1.0000 29.500 1.2127 0.37513 0.37230 -0.2097 0.0719 1.0000 30.000 1.2329 0.37667 0.37383 -0.2113 0.0704 1.0000 30.500 1.2440 0.38128 0.37845 -0.2131 0.0692 1.0000 31.000 1.2540 0.38577 0.38297 -0.2148 0.0683 1.0000