XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 73-CL3-152 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 0.8434 0.01290 0.00512 -0.1738 0.4415 0.1526 0.500 0.8978 0.01323 0.00549 -0.1733 0.4339 0.1937 1.000 0.9508 0.01324 0.00559 -0.1725 0.4308 0.2325 1.500 1.0041 0.01338 0.00583 -0.1717 0.4274 0.2722 2.000 1.0569 0.01353 0.00600 -0.1708 0.4225 0.3064 2.500 1.1094 0.01373 0.00635 -0.1700 0.4188 0.3711 3.000 1.1598 0.01394 0.00665 -0.1689 0.4128 0.4383 3.500 1.2124 0.01437 0.00722 -0.1682 0.4080 0.5120 4.000 1.2663 0.01500 0.00795 -0.1679 0.4020 0.5841 4.500 1.3157 0.01507 0.00829 -0.1665 0.4001 0.6958 5.000 1.3968 0.01512 0.00872 -0.1722 0.3976 1.0000 5.500 1.4467 0.01542 0.00905 -0.1711 0.3926 1.0000 6.000 1.4981 0.01592 0.00952 -0.1704 0.3892 1.0000 6.500 1.5472 0.01634 0.00991 -0.1693 0.3849 1.0000 7.000 1.5948 0.01687 0.01039 -0.1681 0.3800 1.0000 7.500 1.6454 0.01776 0.01123 -0.1675 0.3740 1.0000 8.000 1.6936 0.01854 0.01211 -0.1665 0.3694 1.0000 8.500 1.7334 0.01890 0.01255 -0.1639 0.3662 1.0000 9.000 1.7727 0.01941 0.01314 -0.1614 0.3622 1.0000 9.500 1.8077 0.01986 0.01364 -0.1583 0.3558 1.0000 10.000 1.8486 0.02069 0.01454 -0.1563 0.3528 1.0000 10.500 1.8801 0.02166 0.01539 -0.1531 0.3408 1.0000 11.000 1.9144 0.02265 0.01658 -0.1506 0.3374 1.0000 11.500 1.9449 0.02368 0.01777 -0.1477 0.3337 1.0000 12.000 1.9746 0.02492 0.01915 -0.1448 0.3288 1.0000 12.500 2.0021 0.02619 0.02050 -0.1419 0.3229 1.0000 13.000 2.0232 0.02794 0.02230 -0.1384 0.3148 1.0000 13.500 2.0441 0.02990 0.02436 -0.1353 0.3069 1.0000 14.000 2.0667 0.03197 0.02664 -0.1325 0.3045 1.0000 14.500 2.0776 0.03469 0.02948 -0.1292 0.2943 1.0000 15.000 2.0868 0.03792 0.03279 -0.1261 0.2867 1.0000 15.500 2.0988 0.04112 0.03604 -0.1233 0.2790 1.0000 16.000 2.0984 0.04579 0.04099 -0.1210 0.2729 1.0000 16.500 2.0940 0.05118 0.04654 -0.1190 0.2647 1.0000 17.000 2.0725 0.05863 0.05400 -0.1169 0.2513 1.0000 17.500 2.0583 0.06592 0.06160 -0.1160 0.2451 1.0000 18.000 2.0175 0.07664 0.07244 -0.1158 0.2316 1.0000 18.500 1.9909 0.08538 0.08132 -0.1155 0.2242 1.0000 19.000 1.9537 0.09587 0.09207 -0.1161 0.2150 1.0000 19.500 1.9093 0.10765 0.10388 -0.1176 0.1992 1.0000 20.000 1.8536 0.12135 0.11757 -0.1204 0.1758 1.0000 20.500 1.8165 0.13249 0.12875 -0.1232 0.1610 1.0000 21.000 1.7890 0.14226 0.13848 -0.1262 0.1461 1.0000 21.500 1.7657 0.15171 0.14799 -0.1294 0.1319 1.0000 22.000 1.7404 0.16090 0.15714 -0.1336 0.1170 1.0000 22.500 1.7253 0.16878 0.16490 -0.1373 0.1044 1.0000 23.000 1.7225 0.17522 0.17150 -0.1404 0.0965 1.0000 23.500 1.7092 0.18375 0.18007 -0.1445 0.0893 1.0000 24.000 1.7064 0.19063 0.18702 -0.1479 0.0813 1.0000 24.500 1.7009 0.19815 0.19460 -0.1517 0.0744 1.0000 25.000 1.6860 0.20797 0.20443 -0.1567 0.0654 1.0000 25.500 1.6832 0.21545 0.21199 -0.1605 0.0592 1.0000 26.000 1.6640 0.22693 0.22345 -0.1662 0.0507 1.0000 26.500 1.6636 0.23422 0.23086 -0.1699 0.0464 1.0000 27.000 1.6518 0.24447 0.24107 -0.1750 0.0399 1.0000 27.500 1.6427 0.25437 0.25111 -0.1797 0.0361 1.0000 28.000 1.6384 0.26317 0.26001 -0.1840 0.0327 1.0000 28.500 1.6253 0.27439 0.27118 -0.1892 0.0266 1.0000 29.000 1.6109 0.28654 0.28354 -0.1946 0.0244 1.0000 29.500 1.6004 0.29761 0.29471 -0.1993 0.0219 1.0000 30.000 1.5784 0.31235 0.30948 -0.2051 0.0186 1.0000 30.500 1.5720 0.32207 0.31933 -0.2089 0.0169 1.0000 31.000 1.5585 0.33409 0.33154 -0.2132 0.0163 1.0000 31.500 1.5267 0.35187 0.34956 -0.2184 0.0151 1.0000 32.000 1.4744 0.37376 0.37174 -0.2225 0.0146 1.0000