XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX74_CL5_140 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 1.2493 0.01692 0.00881 -0.2426 0.4811 0.0318 1.000 1.3131 0.01642 0.00836 -0.2445 0.4776 0.0298 1.500 1.3761 0.01636 0.00825 -0.2463 0.4746 0.0272 2.000 1.4385 0.01651 0.00830 -0.2480 0.4722 0.0271 2.500 1.5153 0.01632 0.00917 -0.2537 0.4696 0.6854 3.000 1.5654 0.01660 0.00971 -0.2526 0.4669 0.8059 3.500 1.6144 0.01678 0.01005 -0.2515 0.4639 0.8716 4.000 1.6566 0.01686 0.01022 -0.2490 0.4615 1.0000 4.500 1.7156 0.01736 0.01062 -0.2504 0.4591 1.0000 5.000 1.7728 0.01804 0.01128 -0.2516 0.4566 1.0000 5.500 1.8242 0.01854 0.01189 -0.2516 0.4537 1.0000 6.000 1.8763 0.01900 0.01241 -0.2517 0.4504 1.0000 6.500 1.9303 0.01939 0.01281 -0.2521 0.4474 1.0000 7.000 1.9861 0.02006 0.01343 -0.2531 0.4445 1.0000 7.500 2.0306 0.02065 0.01425 -0.2519 0.4413 1.0000 8.000 2.0775 0.02121 0.01496 -0.2511 0.4379 1.0000 8.500 2.1277 0.02169 0.01550 -0.2510 0.4349 1.0000 9.000 2.1829 0.02236 0.01618 -0.2520 0.4321 1.0000 9.500 2.2167 0.02310 0.01725 -0.2489 0.4281 1.0000 10.000 2.2559 0.02334 0.01762 -0.2467 0.4229 1.0000 10.500 2.2949 0.02382 0.01822 -0.2446 0.4183 1.0000 11.000 2.3113 0.02452 0.01919 -0.2384 0.4127 1.0000 11.500 2.3313 0.02513 0.01994 -0.2329 0.4067 1.0000 12.000 2.3392 0.02644 0.02149 -0.2262 0.3997 1.0000 12.500 2.3411 0.02838 0.02366 -0.2193 0.3901 1.0000 13.000 2.3383 0.03126 0.02672 -0.2131 0.3777 1.0000 13.500 2.3316 0.03534 0.03098 -0.2077 0.3644 1.0000 14.000 2.3143 0.04128 0.03713 -0.2030 0.3486 1.0000 14.500 2.2783 0.05026 0.04629 -0.1989 0.3303 1.0000 15.000 2.2260 0.06246 0.05865 -0.1959 0.3125 1.0000 15.500 2.1653 0.07664 0.07297 -0.1941 0.2950 1.0000 16.500 2.0491 0.10632 0.10277 -0.1936 0.2489 1.0000 17.000 1.9945 0.12131 0.11769 -0.1951 0.2140 1.0000 17.500 1.9440 0.13596 0.13218 -0.1976 0.1786 1.0000 18.000 1.8966 0.15040 0.14640 -0.2013 0.1401 1.0000 18.500 1.8522 0.16472 0.16044 -0.2063 0.0956 1.0000 19.000 1.8143 0.17814 0.17347 -0.2119 0.0486 1.0000 19.500 1.7957 0.18844 0.18360 -0.2168 0.0255 1.0000 20.000 1.7904 0.19637 0.19157 -0.2209 0.0202 1.0000 20.500 1.7875 0.20398 0.19929 -0.2252 0.0173 1.0000 21.000 1.7893 0.21058 0.20604 -0.2291 0.0152 1.0000 21.500 1.7882 0.21754 0.21310 -0.2335 0.0134 1.0000 22.000 1.7921 0.22365 0.21931 -0.2376 0.0119 1.0000 22.500 1.7967 0.22938 0.22514 -0.2417 0.0107 1.0000 23.000 1.8038 0.23454 0.23038 -0.2455 0.0094 1.0000 23.500 1.8120 0.23923 0.23519 -0.2491 0.0084 1.0000 24.000 1.8206 0.24378 0.23982 -0.2529 0.0076 1.0000 24.500 1.8311 0.24757 0.24371 -0.2562 0.0069 1.0000 25.000 1.8382 0.25241 0.24872 -0.2603 0.0061 1.0000 25.500 1.8515 0.25503 0.25134 -0.2631 0.0056 1.0000 26.000 1.8538 0.26108 0.25768 -0.2684 0.0050 1.0000 26.500 1.8607 0.26550 0.26225 -0.2728 0.0046 1.0000 27.000 1.8671 0.26981 0.26665 -0.2772 0.0042 1.0000 27.500 1.8699 0.27500 0.27214 -0.2824 0.0040 1.0000 28.000 1.8678 0.28167 0.27910 -0.2889 0.0037 1.0000 28.500 1.8667 0.28826 0.28582 -0.2957 0.0033 1.0000 29.000 1.8615 0.29534 0.29325 -0.3028 0.0034 1.0000 29.500 1.8590 0.30179 0.29985 -0.3097 0.0032 1.0000 30.000 1.8369 0.31569 0.31418 -0.3228 0.0030 1.0000 30.500 1.8151 0.33050 0.32939 -0.3366 0.0030 1.0000 31.000 1.7899 0.34893 0.34814 -0.3530 0.0031 1.0000