XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 74-CL6-140 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7859 0.01385 0.00597 -0.1476 0.4737 0.0275 2.000 1.0074 0.01368 0.00765 -0.1475 0.4624 0.8329 2.500 1.0627 0.01387 0.00785 -0.1476 0.4597 0.8465 3.000 1.1196 0.01407 0.00802 -0.1480 0.4562 0.8543 3.500 1.1754 0.01421 0.00817 -0.1483 0.4525 0.8635 4.000 1.2312 0.01443 0.00844 -0.1485 0.4493 0.8753 5.000 1.3399 0.01482 0.00894 -0.1486 0.4431 1.0000 5.500 1.3959 0.01557 0.00966 -0.1493 0.4382 1.0000 6.000 1.4491 0.01654 0.01069 -0.1497 0.4337 1.0000 6.500 1.5040 0.01681 0.01109 -0.1501 0.4318 1.0000 7.000 1.5577 0.01716 0.01153 -0.1503 0.4289 1.0000 7.500 1.6105 0.01753 0.01200 -0.1504 0.4252 1.0000 8.000 1.6635 0.01779 0.01239 -0.1504 0.4208 1.0000 8.500 1.7164 0.01802 0.01269 -0.1504 0.4165 1.0000 9.000 1.7686 0.01829 0.01304 -0.1503 0.4124 1.0000 9.500 1.8193 0.01881 0.01357 -0.1501 0.4050 1.0000 10.000 1.8675 0.01891 0.01387 -0.1494 0.3990 1.0000 10.500 1.9161 0.01865 0.01377 -0.1486 0.3910 1.0000 11.000 1.9633 0.01845 0.01363 -0.1475 0.3805 1.0000 11.500 2.0031 0.01886 0.01411 -0.1456 0.3673 1.0000 12.000 2.0397 0.01937 0.01482 -0.1432 0.3528 1.0000 12.500 2.0560 0.02058 0.01606 -0.1379 0.3337 1.0000 13.000 2.0514 0.02324 0.01871 -0.1312 0.3089 1.0000 13.500 2.0480 0.02698 0.02260 -0.1268 0.2893 1.0000 14.000 1.9979 0.03635 0.03200 -0.1232 0.2599 1.0000 14.500 1.9251 0.04976 0.04548 -0.1212 0.2358 1.0000 15.000 1.8653 0.06185 0.05768 -0.1198 0.2220 1.0000 15.500 1.8159 0.07363 0.06954 -0.1194 0.2025 1.0000 16.000 1.7648 0.08621 0.08208 -0.1198 0.1773 1.0000 16.500 1.7233 0.09782 0.09367 -0.1207 0.1537 1.0000 17.000 1.6756 0.11070 0.10646 -0.1225 0.1267 1.0000 17.500 1.6342 0.12320 0.11874 -0.1251 0.0915 1.0000 18.000 1.6058 0.13411 0.12955 -0.1280 0.0678 1.0000 18.500 1.5823 0.14443 0.13977 -0.1313 0.0480 1.0000 19.000 1.5723 0.15271 0.14810 -0.1343 0.0400 1.0000 19.500 1.5751 0.15877 0.15427 -0.1367 0.0338 1.0000 20.000 1.5688 0.16609 0.16166 -0.1403 0.0293 1.0000 20.500 1.5720 0.17190 0.16758 -0.1432 0.0252 1.0000 21.000 1.5747 0.17807 0.17393 -0.1463 0.0252 1.0000 21.500 1.5739 0.18527 0.18125 -0.1500 0.0217 1.0000 22.000 1.5723 0.19273 0.18876 -0.1539 0.0185 1.0000 22.500 1.5771 0.19906 0.19524 -0.1573 0.0158 1.0000 23.000 1.5737 0.20744 0.20385 -0.1616 0.0161 1.0000 23.500 1.5715 0.21586 0.21229 -0.1662 0.0093 1.0000 24.000 1.5656 0.22533 0.22188 -0.1712 0.0069 1.0000 24.500 1.5319 0.24294 0.23948 -0.1799 0.0014 1.0000 25.000 1.5149 0.25711 0.25393 -0.1865 0.0011 1.0000 25.500 1.5361 0.25951 0.25649 -0.1881 0.0028 1.0000 26.000 1.4940 0.28256 0.27981 -0.1979 0.0011 1.0000 26.500 1.4795 0.29753 0.29501 -0.2041 0.0010 1.0000 27.000 1.4659 0.31213 0.30986 -0.2097 0.0011 1.0000 27.500 1.4847 0.31441 0.31220 -0.2115 0.0022 1.0000 28.500 0.9487 0.34900 0.34778 -0.1796 0.0022 1.0000