XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 76-MP-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 0.8683 0.01159 0.00573 -0.1947 0.7188 0.3443 1.000 0.9579 0.01048 0.00579 -0.1898 0.7043 0.8183 1.500 1.0075 0.01027 0.00560 -0.1881 0.6977 0.8763 2.000 1.0575 0.01021 0.00557 -0.1866 0.6900 0.9267 2.500 1.1230 0.01015 0.00556 -0.1891 0.6828 1.0000 3.000 1.1774 0.01010 0.00547 -0.1890 0.6730 1.0000 3.500 1.2364 0.01012 0.00533 -0.1898 0.6617 1.0000 4.000 1.2824 0.01031 0.00557 -0.1881 0.6518 1.0000 4.500 1.3306 0.01033 0.00547 -0.1867 0.6353 1.0000 5.000 1.3740 0.01059 0.00577 -0.1845 0.6193 1.0000 5.500 1.4154 0.01089 0.00596 -0.1819 0.6008 1.0000 6.000 1.4471 0.01133 0.00635 -0.1774 0.5783 1.0000 6.500 1.4799 0.01195 0.00690 -0.1734 0.5584 1.0000 7.000 1.5017 0.01290 0.00771 -0.1677 0.5294 1.0000 7.500 1.5314 0.01385 0.00871 -0.1639 0.5111 1.0000 8.000 1.5463 0.01546 0.01019 -0.1580 0.4796 1.0000 8.500 1.5695 0.01700 0.01172 -0.1538 0.4598 1.0000 9.000 1.5688 0.01989 0.01436 -0.1470 0.4144 1.0000 9.500 1.6023 0.02118 0.01576 -0.1447 0.4094 1.0000 10.000 1.6185 0.02345 0.01801 -0.1405 0.3853 1.0000 10.500 1.6137 0.02719 0.02151 -0.1343 0.3436 1.0000 11.000 1.6295 0.02982 0.02420 -0.1306 0.3217 1.0000 11.500 1.6374 0.03305 0.02735 -0.1264 0.2927 1.0000 12.000 1.6313 0.03767 0.03174 -0.1215 0.2522 1.0000 12.500 1.6526 0.04030 0.03448 -0.1190 0.2388 1.0000 13.000 1.6536 0.04477 0.03885 -0.1153 0.2109 1.0000 13.500 1.6565 0.04916 0.04315 -0.1120 0.1836 1.0000 14.000 1.6540 0.05418 0.04809 -0.1088 0.1594 1.0000 14.500 1.6590 0.05879 0.05279 -0.1064 0.1474 1.0000 15.000 1.6675 0.06317 0.05724 -0.1044 0.1324 1.0000 15.500 1.6700 0.06831 0.06244 -0.1026 0.1183 1.0000 16.000 1.6675 0.07407 0.06822 -0.1009 0.1027 1.0000 16.500 1.6394 0.08300 0.07694 -0.0991 0.0642 1.0000 17.000 1.6242 0.09047 0.08443 -0.0983 0.0488 1.0000 17.500 1.6033 0.09921 0.09323 -0.0981 0.0353 1.0000 18.000 1.5943 0.10655 0.10070 -0.0985 0.0305 1.0000 18.500 1.5799 0.11486 0.10918 -0.0995 0.0246 1.0000 19.000 1.5669 0.12311 0.11764 -0.1012 0.0219 1.0000 19.500 1.5387 0.13383 0.12855 -0.1043 0.0181 1.0000 20.000 1.5271 0.14211 0.13707 -0.1071 0.0178 1.0000 20.500 1.5149 0.15037 0.14555 -0.1104 0.0165 1.0000 21.000 1.5101 0.15715 0.15250 -0.1138 0.0152 1.0000 21.500 1.5052 0.16414 0.15970 -0.1173 0.0154 1.0000 22.000 1.5021 0.17117 0.16690 -0.1209 0.0144 1.0000 22.500 1.5016 0.17784 0.17378 -0.1244 0.0146 1.0000 23.000 1.4989 0.18517 0.18128 -0.1282 0.0141 1.0000 23.500 1.4974 0.19255 0.18885 -0.1321 0.0135 1.0000 24.000 1.4932 0.20084 0.19737 -0.1366 0.0134 1.0000 24.500 1.4897 0.20927 0.20599 -0.1413 0.0131 1.0000 25.000 1.4811 0.21944 0.21634 -0.1470 0.0125 1.0000 25.500 1.4719 0.23011 0.22722 -0.1527 0.0121 1.0000 26.000 1.4521 0.24453 0.24193 -0.1602 0.0123 1.0000 26.500 1.4275 0.26161 0.25928 -0.1687 0.0121 1.0000