XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 84-W-175 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 0.4854 0.00926 0.00406 -0.1030 0.6458 0.7550 0.500 0.5416 0.00938 0.00415 -0.1030 0.6376 0.7820 1.000 0.5981 0.00965 0.00435 -0.1031 0.6281 0.8027 1.500 0.6514 0.00976 0.00454 -0.1025 0.6211 0.8265 2.000 0.7039 0.00987 0.00468 -0.1017 0.6124 0.8476 2.500 0.7578 0.01002 0.00478 -0.1013 0.6029 0.8627 3.000 0.8121 0.01023 0.00500 -0.1012 0.5939 0.8774 3.500 0.8631 0.01031 0.00515 -0.1004 0.5856 0.8912 4.000 0.9137 0.01041 0.00523 -0.0995 0.5759 0.9057 4.500 0.9650 0.01069 0.00546 -0.0989 0.5646 0.9203 5.000 1.0096 0.01076 0.00568 -0.0968 0.5576 0.9389 5.500 1.0546 0.01083 0.00580 -0.0949 0.5476 0.9610 6.000 1.1162 0.01112 0.00599 -0.0966 0.5332 0.9824 6.500 1.1771 0.01132 0.00629 -0.0988 0.5230 1.0000 7.000 1.2310 0.01167 0.00668 -0.0995 0.5119 1.0000 7.500 1.2817 0.01215 0.00711 -0.0996 0.4971 1.0000 8.000 1.3268 0.01256 0.00760 -0.0985 0.4843 1.0000 8.500 1.3655 0.01325 0.00819 -0.0965 0.4663 1.0000 9.000 1.3978 0.01404 0.00901 -0.0937 0.4463 1.0000 9.500 1.4269 0.01518 0.01018 -0.0907 0.4238 1.0000 10.000 1.4526 0.01665 0.01158 -0.0876 0.4029 1.0000 10.500 1.4785 0.01824 0.01319 -0.0848 0.3795 1.0000 11.000 1.4965 0.02039 0.01531 -0.0814 0.3526 1.0000 11.500 1.4977 0.02374 0.01849 -0.0767 0.3148 1.0000 12.000 1.5086 0.02676 0.02150 -0.0734 0.2884 1.0000 12.500 1.5077 0.03084 0.02550 -0.0696 0.2561 1.0000 13.000 1.4971 0.03607 0.03058 -0.0658 0.2175 1.0000 13.500 1.4927 0.04124 0.03566 -0.0630 0.1872 1.0000 14.000 1.4843 0.04704 0.04137 -0.0605 0.1568 1.0000 14.500 1.4658 0.05402 0.04818 -0.0582 0.1237 1.0000 15.000 1.4590 0.06027 0.05438 -0.0568 0.1018 1.0000 15.500 1.4521 0.06677 0.06084 -0.0559 0.0833 1.0000 16.000 1.4479 0.07328 0.06738 -0.0556 0.0712 1.0000 16.500 1.4445 0.07980 0.07398 -0.0555 0.0603 1.0000 17.000 1.4354 0.08704 0.08126 -0.0557 0.0511 1.0000 17.500 1.4354 0.09319 0.08757 -0.0562 0.0465 1.0000 18.000 1.4275 0.10069 0.09511 -0.0573 0.0404 1.0000 18.500 1.4243 0.10774 0.10232 -0.0586 0.0370 1.0000 19.000 1.4257 0.11420 0.10894 -0.0602 0.0343 1.0000 19.500 1.4230 0.12131 0.11615 -0.0623 0.0311 1.0000 20.000 1.4164 0.12898 0.12395 -0.0648 0.0290 1.0000 20.500 1.4101 0.13645 0.13157 -0.0675 0.0260 1.0000 21.000 1.4118 0.14291 0.13820 -0.0703 0.0249 1.0000 21.500 1.4155 0.14897 0.14445 -0.0732 0.0238 1.0000 22.000 1.4176 0.15480 0.15043 -0.0765 0.0226 1.0000 22.500 1.4170 0.16146 0.15723 -0.0806 0.0214 1.0000 23.000 1.4162 0.16832 0.16423 -0.0847 0.0203 1.0000 23.500 1.4116 0.17621 0.17224 -0.0894 0.0190 1.0000 24.000 1.3975 0.18544 0.18175 -0.0943 0.0170 1.0000 24.500 1.3918 0.19481 0.19132 -0.1000 0.0168 1.0000 25.000 1.3836 0.20521 0.20193 -0.1063 0.0162 1.0000 25.500 1.3706 0.21717 0.21413 -0.1132 0.0158 1.0000 26.000 1.3466 0.23296 0.23019 -0.1218 0.0153 1.0000