XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 77-W-270 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 0.4189 0.02126 0.01192 -0.0451 0.4201 0.0376 1.000 0.4834 0.02137 0.01201 -0.0474 0.4178 0.0471 1.500 0.5487 0.02109 0.01188 -0.0499 0.4146 0.0638 2.000 0.6133 0.02085 0.01158 -0.0523 0.4054 0.1034 2.500 0.6766 0.02118 0.01193 -0.0546 0.4027 0.0817 3.000 0.7503 0.01911 0.01145 -0.0606 0.4008 0.5913 3.500 0.8174 0.01792 0.01015 -0.0626 0.3916 0.6283 4.000 0.8821 0.01723 0.00937 -0.0644 0.3803 0.6426 4.500 0.9446 0.01757 0.00964 -0.0663 0.3716 0.6513 5.000 1.0067 0.01805 0.01023 -0.0681 0.3712 0.6660 5.500 1.0677 0.01828 0.01063 -0.0692 0.3631 0.6844 6.000 1.1290 0.01872 0.01116 -0.0709 0.3611 0.6953 6.500 1.1903 0.01881 0.01129 -0.0728 0.3519 0.7009 7.000 1.2500 0.01903 0.01127 -0.0747 0.3291 0.7050 7.500 1.3093 0.01953 0.01189 -0.0761 0.3297 0.7147 8.000 1.3642 0.02035 0.01252 -0.0779 0.3019 0.7164 9.000 1.2772 0.03787 0.02975 -0.0678 0.1700 0.7164 9.500 1.1287 0.06013 0.05244 -0.0647 0.1565 0.7189 10.000 1.1631 0.06244 0.05490 -0.0655 0.1660 0.7196 11.000 1.0456 0.08834 0.08092 -0.0646 0.1195 0.7201 11.500 0.9811 0.10273 0.09518 -0.0650 0.0670 0.7203 12.000 0.9998 0.10721 0.09971 -0.0661 0.0685 0.7207 12.500 0.9919 0.11500 0.10722 -0.0674 0.0241 0.7211 13.000 1.0152 0.11889 0.11116 -0.0689 0.0204 0.7219 13.500 1.0365 0.12304 0.11535 -0.0704 0.0175 0.7229 14.000 1.0459 0.12887 0.12124 -0.0722 0.0083 0.7236 14.500 1.0547 0.13488 0.12734 -0.0742 0.0052 0.7245 15.000 1.0718 0.13956 0.13205 -0.0761 0.0043 0.7251 15.500 1.0559 0.14910 0.14153 -0.0789 0.0010 0.7257 16.500 1.1159 0.15464 0.14715 -0.0827 0.0004 0.7278 17.000 1.1354 0.15852 0.15108 -0.0850 0.0004 0.7288 17.500 1.1569 0.16203 0.15461 -0.0873 0.0004 0.7300 18.000 1.1780 0.16565 0.15825 -0.0896 0.0004 0.7315 18.500 1.1987 0.16939 0.16202 -0.0920 0.0004 0.7340 19.000 1.2174 0.17355 0.16622 -0.0945 0.0004 0.7367 19.500 1.2306 0.17873 0.17148 -0.0975 0.0004 0.7393 20.000 1.2421 0.18434 0.17716 -0.1006 0.0004 0.7410 20.500 1.2581 0.18918 0.18204 -0.1036 0.0004 0.7430 21.000 1.2740 0.19411 0.18701 -0.1066 0.0004 0.7455 21.500 1.2877 0.19948 0.19244 -0.1097 0.0004 0.7479 22.000 1.2954 0.20620 0.19925 -0.1134 0.0004 0.7512 22.500 1.3113 0.21128 0.20443 -0.1166 0.0004 0.7582 23.000 1.3279 0.21620 0.20943 -0.1198 0.0004 0.7657 23.500 1.3435 0.22130 0.21463 -0.1230 0.0004 0.7752 24.000 1.3582 0.22668 0.22016 -0.1264 0.0004 0.7939 24.500 1.3673 0.23294 0.22679 -0.1297 0.0003 0.8769 25.500 1.3803 0.24664 0.24073 -0.1371 0.0003 0.9999 26.000 1.3882 0.25367 0.24783 -0.1410 0.0003 0.9999 26.500 1.3896 0.26240 0.25667 -0.1455 0.0003 0.9999 27.000 1.3984 0.26922 0.26355 -0.1493 0.0003 0.9999 27.500 1.4078 0.27584 0.27022 -0.1530 0.0004 0.9999 28.000 1.4155 0.28288 0.27734 -0.1568 0.0004 0.9999 28.500 1.4202 0.29070 0.28526 -0.1608 0.0004 0.9999 29.000 1.4148 0.30137 0.29608 -0.1655 0.0004 0.9999 29.500 1.4133 0.31093 0.30576 -0.1697 0.0004 0.9999 30.000 1.4048 0.32250 0.31750 -0.1743 0.0004 0.9999 30.500 1.4022 0.33216 0.32728 -0.1784 0.0004 0.9999 31.000 1.4017 0.34093 0.33616 -0.1820 0.0004 0.9999 31.500 1.3972 0.35047 0.34584 -0.1856 0.0004 0.9999