XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 83-W-227 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 0.3160 0.01035 0.00440 -0.0669 0.6034 0.6727 0.500 0.3621 0.01049 0.00450 -0.0650 0.5929 0.6902 1.000 0.4059 0.01049 0.00457 -0.0626 0.5839 0.7065 1.500 0.4490 0.01061 0.00462 -0.0600 0.5736 0.7241 2.000 0.4961 0.01078 0.00480 -0.0585 0.5627 0.7421 2.500 0.5347 0.01084 0.00492 -0.0552 0.5544 0.7571 3.000 0.5751 0.01095 0.00498 -0.0524 0.5428 0.7692 3.500 0.6231 0.01122 0.00524 -0.0510 0.5317 0.7881 4.000 0.6600 0.01138 0.00547 -0.0477 0.5227 0.8012 4.500 0.7005 0.01157 0.00572 -0.0450 0.5126 0.8222 5.000 0.7435 0.01188 0.00600 -0.0430 0.4992 0.8413 5.500 0.7820 0.01209 0.00637 -0.0401 0.4920 0.8654 6.500 0.8897 0.01297 0.00731 -0.0410 0.4672 0.9333 7.000 0.9652 0.01356 0.00805 -0.0466 0.4607 0.9671 7.500 1.0364 0.01435 0.00882 -0.0516 0.4441 0.9873 8.000 1.1104 0.01519 0.00960 -0.0570 0.4335 1.0000 8.500 1.1206 0.01567 0.01013 -0.0498 0.4258 1.0000 9.000 1.1392 0.01646 0.01085 -0.0444 0.4139 1.0000 9.500 1.1619 0.01742 0.01177 -0.0400 0.4009 1.0000 10.000 1.2125 0.01794 0.01237 -0.0400 0.4017 1.0000 10.500 1.2259 0.01921 0.01373 -0.0349 0.3899 1.0000 11.000 1.2488 0.02056 0.01504 -0.0314 0.3788 1.0000 11.500 1.2863 0.02154 0.01600 -0.0298 0.3702 1.0000 12.000 1.2986 0.02353 0.01813 -0.0257 0.3586 1.0000 12.500 1.3148 0.02560 0.02015 -0.0224 0.3452 1.0000 13.000 1.3307 0.02789 0.02249 -0.0196 0.3300 1.0000 13.500 1.3459 0.03039 0.02503 -0.0170 0.3180 1.0000 14.000 1.3745 0.03217 0.02693 -0.0154 0.3153 1.0000 14.500 1.3966 0.03440 0.02921 -0.0136 0.3068 1.0000 15.000 1.3837 0.03952 0.03426 -0.0104 0.2806 1.0000 15.500 1.3944 0.04311 0.03796 -0.0087 0.2656 1.0000 16.000 1.3849 0.04833 0.04312 -0.0063 0.2464 1.0000 16.500 1.4060 0.05101 0.04599 -0.0055 0.2436 1.0000 17.000 1.3657 0.05972 0.05443 -0.0029 0.2018 1.0000 17.500 1.3754 0.06381 0.05874 -0.0024 0.2011 1.0000 18.000 1.3706 0.06945 0.06440 -0.0017 0.1854 1.0000 18.500 1.3606 0.07581 0.07085 -0.0013 0.1731 1.0000 19.000 1.3139 0.08617 0.08105 -0.0011 0.1419 1.0000 19.500 1.2908 0.09424 0.08909 -0.0016 0.1233 1.0000 20.000 1.2905 0.09981 0.09480 -0.0025 0.1164 1.0000 20.500 1.2622 0.10910 0.10399 -0.0041 0.0976 1.0000 21.000 1.2568 0.11561 0.11066 -0.0057 0.0944 1.0000 21.500 1.2481 0.12246 0.11752 -0.0078 0.0814 1.0000 22.000 1.2292 0.13097 0.12600 -0.0107 0.0682 1.0000 22.500 1.2331 0.13630 0.13142 -0.0129 0.0638 1.0000 23.000 1.2264 0.14302 0.13822 -0.0159 0.0591 1.0000 23.500 1.2218 0.14955 0.14467 -0.0192 0.0492 1.0000 24.000 1.2303 0.15363 0.14893 -0.0217 0.0525 1.0000 24.500 1.2363 0.15841 0.15385 -0.0247 0.0503 1.0000 25.000 1.2207 0.16648 0.16184 -0.0295 0.0411 1.0000 25.500 1.2286 0.17143 0.16697 -0.0329 0.0404 1.0000 26.000 1.2262 0.17821 0.17386 -0.0371 0.0336 1.0000 26.500 1.2227 0.18541 0.18110 -0.0416 0.0308 1.0000 27.000 1.2416 0.18852 0.18446 -0.0442 0.0347 1.0000 27.500 1.2282 0.19780 0.19368 -0.0499 0.0287 1.0000 28.000 1.2142 0.20812 0.20412 -0.0556 0.0230 1.0000 28.500 1.2137 0.21560 0.21163 -0.0605 0.0212 1.0000 29.000 1.2132 0.22324 0.21946 -0.0650 0.0212 1.0000 29.500 1.2115 0.23149 0.22772 -0.0703 0.0193 1.0000 30.000 1.2114 0.23925 0.23562 -0.0752 0.0187 1.0000 30.500 1.1962 0.25140 0.24794 -0.0816 0.0163 1.0000 31.000 1.1909 0.26141 0.25812 -0.0869 0.0164 1.0000 31.500 1.1625 0.27878 0.27569 -0.0950 0.0137 1.0000