XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 76-MP-160 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 0.7913 0.01124 0.00460 -0.1774 0.7162 0.2041 1.000 0.9015 0.01080 0.00440 -0.1772 0.7008 0.2739 1.500 0.9611 0.01063 0.00424 -0.1779 0.6910 0.3228 2.000 1.0083 0.01046 0.00426 -0.1762 0.6784 0.3699 2.500 1.0622 0.01009 0.00430 -0.1761 0.6671 0.5229 3.000 1.1087 0.00991 0.00466 -0.1741 0.6524 0.7369 3.500 1.1560 0.01003 0.00474 -0.1723 0.6339 0.7651 4.000 1.2006 0.01028 0.00503 -0.1701 0.6164 0.7839 4.500 1.2392 0.01062 0.00533 -0.1667 0.5914 0.8111 5.000 1.2653 0.01115 0.00572 -0.1609 0.5580 0.8221 5.500 1.2943 0.01183 0.00632 -0.1561 0.5322 0.8354 6.000 1.3169 0.01281 0.00717 -0.1504 0.5039 0.8517 7.000 1.3559 0.01517 0.00948 -0.1393 0.4474 0.8983 7.500 1.3825 0.01655 0.01089 -0.1357 0.4232 0.9150 8.000 1.4063 0.01818 0.01249 -0.1321 0.4005 1.0000 8.500 1.4241 0.02032 0.01447 -0.1280 0.3738 1.0000 9.000 1.4532 0.02191 0.01606 -0.1254 0.3544 1.0000 9.500 1.4758 0.02391 0.01801 -0.1221 0.3359 1.0000 10.000 1.4945 0.02623 0.02024 -0.1185 0.3164 1.0000 10.500 1.5221 0.02806 0.02214 -0.1160 0.3022 1.0000 11.000 1.5405 0.03052 0.02457 -0.1128 0.2837 1.0000 11.500 1.5655 0.03263 0.02672 -0.1104 0.2715 1.0000 12.000 1.5785 0.03576 0.02976 -0.1070 0.2542 1.0000 12.500 1.6000 0.03835 0.03237 -0.1048 0.2335 1.0000 13.000 1.6172 0.04134 0.03538 -0.1022 0.2214 1.0000 13.500 1.6270 0.04507 0.03907 -0.0995 0.2033 1.0000 14.000 1.6452 0.04807 0.04215 -0.0974 0.1945 1.0000 14.500 1.6595 0.05160 0.04575 -0.0954 0.1780 1.0000 15.000 1.6676 0.05582 0.04996 -0.0933 0.1626 1.0000 15.500 1.6736 0.06046 0.05467 -0.0914 0.1539 1.0000 16.000 1.6843 0.06468 0.05897 -0.0900 0.1433 1.0000 16.500 1.6873 0.06986 0.06425 -0.0887 0.1306 1.0000 17.000 1.6831 0.07599 0.07043 -0.0876 0.1180 1.0000 17.500 1.6822 0.08177 0.07629 -0.0869 0.1105 1.0000 18.000 1.6758 0.08825 0.08289 -0.0866 0.1020 1.0000 18.500 1.6764 0.09411 0.08892 -0.0867 0.0944 1.0000 19.500 1.6570 0.10888 0.10389 -0.0885 0.0785 1.0000 20.000 1.6408 0.11736 0.11246 -0.0905 0.0717 1.0000 20.500 1.6311 0.12498 0.12024 -0.0927 0.0661 1.0000 21.000 1.6290 0.13144 0.12690 -0.0948 0.0602 1.0000 21.500 1.6088 0.14073 0.13627 -0.0986 0.0524 1.0000 22.000 1.5939 0.14916 0.14483 -0.1026 0.0474 1.0000 22.500 1.5736 0.15815 0.15389 -0.1077 0.0418 1.0000 23.000 1.5646 0.16575 0.16164 -0.1121 0.0368 1.0000 23.500 1.5510 0.17466 0.17070 -0.1173 0.0312 1.0000 24.000 1.5270 0.18610 0.18224 -0.1240 0.0259 1.0000 24.500 1.5060 0.19766 0.19390 -0.1308 0.0225 1.0000 25.000 1.4754 0.21210 0.20839 -0.1390 0.0176 1.0000 25.500 1.4714 0.22087 0.21731 -0.1440 0.0164 1.0000 26.000 1.4683 0.22967 0.22627 -0.1490 0.0155 1.0000 26.500 1.4605 0.24000 0.23676 -0.1548 0.0148 1.0000 27.000 1.4555 0.24982 0.24673 -0.1602 0.0140 1.0000 27.500 1.4459 0.26130 0.25839 -0.1662 0.0133 1.0000 28.000 1.4423 0.27120 0.26844 -0.1714 0.0130 1.0000 28.500 1.4305 0.28408 0.28150 -0.1777 0.0125 1.0000 29.000 1.4177 0.29783 0.29542 -0.1842 0.0121 1.0000 29.500 1.3847 0.32015 0.31801 -0.1930 0.0117 1.0000