XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 73-CL1-152 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 0.6015 0.01258 0.00460 -0.1098 0.4150 0.1290 0.500 0.6561 0.01261 0.00479 -0.1092 0.4094 0.1863 1.000 0.7108 0.01310 0.00537 -0.1087 0.4023 0.2350 1.500 0.7660 0.01309 0.00551 -0.1081 0.4012 0.2878 2.000 0.8204 0.01290 0.00555 -0.1074 0.3979 0.3699 2.500 0.8706 0.01253 0.00581 -0.1061 0.3942 0.5879 3.000 0.9396 0.01200 0.00605 -0.1083 0.3896 1.0000 3.500 0.9948 0.01226 0.00622 -0.1078 0.3854 1.0000 4.000 1.0493 0.01257 0.00642 -0.1072 0.3806 1.0000 4.500 1.1033 0.01312 0.00688 -0.1067 0.3755 1.0000 5.000 1.1566 0.01384 0.00757 -0.1061 0.3697 1.0000 5.500 1.2104 0.01405 0.00783 -0.1055 0.3675 1.0000 6.000 1.2637 0.01437 0.00818 -0.1048 0.3639 1.0000 6.500 1.3167 0.01458 0.00839 -0.1042 0.3590 1.0000 7.000 1.3692 0.01489 0.00869 -0.1034 0.3541 1.0000 7.500 1.4209 0.01526 0.00904 -0.1026 0.3497 1.0000 8.000 1.4709 0.01594 0.00972 -0.1017 0.3425 1.0000 8.500 1.5203 0.01667 0.01052 -0.1008 0.3377 1.0000 9.000 1.5696 0.01704 0.01099 -0.0997 0.3347 1.0000 9.500 1.6175 0.01762 0.01166 -0.0986 0.3313 1.0000 10.000 1.6648 0.01799 0.01210 -0.0974 0.3257 1.0000 10.500 1.7107 0.01857 0.01277 -0.0960 0.3213 1.0000 11.000 1.7535 0.01916 0.01334 -0.0942 0.3145 1.0000 11.500 1.7943 0.02043 0.01469 -0.0924 0.3080 1.0000 12.000 1.8307 0.02094 0.01537 -0.0897 0.3045 1.0000 12.500 1.8627 0.02148 0.01603 -0.0864 0.2991 1.0000 13.000 1.8896 0.02222 0.01686 -0.0828 0.2909 1.0000 13.500 1.9089 0.02378 0.01836 -0.0790 0.2798 1.0000 14.000 1.9267 0.02561 0.02042 -0.0763 0.2730 1.0000 14.500 1.9421 0.02823 0.02322 -0.0742 0.2684 1.0000 15.000 1.9534 0.03155 0.02670 -0.0725 0.2637 1.0000 15.500 1.9452 0.03677 0.03197 -0.0712 0.2531 1.0000 16.000 1.9329 0.04315 0.03856 -0.0710 0.2445 1.0000 16.500 1.9048 0.05148 0.04708 -0.0711 0.2341 1.0000 17.000 1.8717 0.06037 0.05611 -0.0713 0.2274 1.0000 17.500 1.8530 0.06790 0.06379 -0.0716 0.2212 1.0000 18.000 1.7971 0.08113 0.07731 -0.0739 0.2119 1.0000 18.500 1.7554 0.09227 0.08840 -0.0761 0.1956 1.0000 19.000 1.7092 0.10439 0.10073 -0.0790 0.1836 1.0000 19.500 1.6890 0.11300 0.10928 -0.0811 0.1696 1.0000 20.000 1.6446 0.12558 0.12180 -0.0851 0.1497 1.0000 20.500 1.6214 0.13515 0.13145 -0.0885 0.1351 1.0000 21.000 1.5954 0.14529 0.14154 -0.0926 0.1196 1.0000 21.500 1.5699 0.15552 0.15172 -0.0972 0.1055 1.0000 22.000 1.5477 0.16518 0.16130 -0.1022 0.0868 1.0000 22.500 1.5278 0.17442 0.17053 -0.1075 0.0743 1.0000 23.000 1.5214 0.18177 0.17786 -0.1117 0.0653 1.0000 23.500 1.5150 0.18950 0.18560 -0.1161 0.0576 1.0000 24.000 1.5020 0.19901 0.19516 -0.1215 0.0490 1.0000 24.500 1.5018 0.20603 0.20222 -0.1255 0.0437 1.0000 25.000 1.4968 0.21433 0.21050 -0.1302 0.0374 1.0000 25.500 1.4786 0.22630 0.22248 -0.1367 0.0294 1.0000 26.000 1.4826 0.23297 0.22920 -0.1404 0.0261 1.0000 26.500 1.4869 0.23969 0.23604 -0.1442 0.0250 1.0000 27.000 1.4858 0.24794 0.24443 -0.1486 0.0239 1.0000 27.500 1.4846 0.25637 0.25298 -0.1531 0.0222 1.0000 28.000 1.4804 0.26583 0.26245 -0.1580 0.0197 1.0000 28.500 1.4805 0.27387 0.27057 -0.1622 0.0180 1.0000 29.000 1.4679 0.28626 0.28318 -0.1680 0.0163 1.0000 29.500 1.4644 0.29582 0.29292 -0.1725 0.0166 1.0000 30.000 1.4441 0.31144 0.30875 -0.1790 0.0155 1.0000 30.500 1.3992 0.33678 0.33441 -0.1877 0.0142 1.0000