XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 73-CL2-152 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 0.9368 0.01298 0.00542 -0.2093 0.4315 0.3012 0.500 0.9956 0.01310 0.00561 -0.2095 0.4276 0.3378 1.000 1.0544 0.01323 0.00584 -0.2098 0.4228 0.3830 2.000 1.1693 0.01367 0.00644 -0.2099 0.4116 0.4910 2.500 1.2290 0.01427 0.00711 -0.2105 0.4041 0.5482 3.000 1.2859 0.01458 0.00756 -0.2104 0.4009 0.6046 3.500 1.3405 0.01476 0.00789 -0.2098 0.3978 0.6586 4.000 1.3941 0.01498 0.00828 -0.2091 0.3936 0.7190 4.500 1.4459 0.01520 0.00870 -0.2079 0.3887 0.7855 5.000 1.4877 0.01526 0.00897 -0.2046 0.3835 0.8993 6.500 1.6393 0.01679 0.01048 -0.2012 0.3669 1.0000 7.000 1.6881 0.01716 0.01095 -0.1997 0.3622 1.0000 7.500 1.7356 0.01757 0.01140 -0.1980 0.3567 1.0000 8.000 1.7800 0.01801 0.01186 -0.1957 0.3511 1.0000 8.500 1.8235 0.01875 0.01257 -0.1934 0.3437 1.0000 9.000 1.8635 0.01933 0.01326 -0.1905 0.3365 1.0000 9.500 1.8963 0.01953 0.01357 -0.1861 0.3282 1.0000 10.000 1.9308 0.02011 0.01417 -0.1822 0.3198 1.0000 10.500 1.9619 0.02122 0.01524 -0.1782 0.3086 1.0000 11.000 1.9968 0.02196 0.01617 -0.1747 0.3041 1.0000 11.500 2.0292 0.02288 0.01724 -0.1711 0.2963 1.0000 12.000 2.0550 0.02418 0.01859 -0.1667 0.2878 1.0000 12.500 2.0751 0.02594 0.02041 -0.1618 0.2780 1.0000 13.000 2.1020 0.02740 0.02208 -0.1581 0.2716 1.0000 13.500 2.1197 0.02949 0.02428 -0.1536 0.2624 1.0000 14.000 2.1217 0.03286 0.02768 -0.1481 0.2499 1.0000 14.500 2.1377 0.03558 0.03067 -0.1447 0.2416 1.0000 15.000 2.1266 0.04086 0.03601 -0.1403 0.2265 1.0000 15.500 2.1200 0.04650 0.04185 -0.1374 0.2129 1.0000 16.000 2.0791 0.05687 0.05229 -0.1356 0.1937 1.0000 16.500 2.0175 0.07096 0.06650 -0.1360 0.1727 1.0000 17.000 1.9449 0.08712 0.08280 -0.1380 0.1544 1.0000 17.500 1.8790 0.10299 0.09879 -0.1412 0.1387 1.0000 18.000 1.8230 0.11792 0.11375 -0.1453 0.1234 1.0000 18.500 1.7910 0.12951 0.12543 -0.1490 0.1123 1.0000 19.000 1.7720 0.13894 0.13488 -0.1524 0.1023 1.0000 19.500 1.7621 0.14705 0.14314 -0.1556 0.0967 1.0000 20.000 1.7472 0.15575 0.15176 -0.1597 0.0863 1.0000 20.500 1.7514 0.16094 0.15708 -0.1622 0.0832 1.0000 21.000 1.7549 0.16651 0.16281 -0.1650 0.0811 1.0000 21.500 1.7502 0.17397 0.17030 -0.1691 0.0742 1.0000 22.000 1.7519 0.18000 0.17633 -0.1723 0.0682 1.0000 22.500 1.7501 0.18730 0.18380 -0.1764 0.0655 1.0000 23.000 1.7592 0.19223 0.18889 -0.1789 0.0648 1.0000 23.500 1.7596 0.19943 0.19624 -0.1829 0.0617 1.0000 24.000 1.7543 0.20780 0.20472 -0.1877 0.0586 1.0000 24.500 1.7543 0.21513 0.21205 -0.1918 0.0550 1.0000 25.000 1.7554 0.22220 0.21921 -0.1958 0.0509 1.0000 25.500 1.7469 0.23204 0.22930 -0.2014 0.0495 1.0000 26.000 1.7435 0.24078 0.23818 -0.2063 0.0466 1.0000 26.500 1.7429 0.24883 0.24638 -0.2107 0.0450 1.0000 27.000 1.7311 0.26011 0.25774 -0.2168 0.0422 1.0000 27.500 1.7263 0.26955 0.26718 -0.2218 0.0377 1.0000 28.000 1.7102 0.28279 0.28069 -0.2285 0.0366 1.0000 28.500 1.6943 0.29625 0.29432 -0.2351 0.0329 1.0000 29.000 1.6684 0.31332 0.31131 -0.2430 0.0264 1.0000 29.500 1.6546 0.32662 0.32481 -0.2486 0.0262 1.0000 30.000 1.5963 0.35637 0.35487 -0.2591 0.0225 1.0000 30.500 1.5621 0.37617 0.37457 -0.2646 0.0165 1.0000