XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 84-W-218 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 0.3403 0.01018 0.00452 -0.0693 0.6035 0.6548 0.500 0.3977 0.01036 0.00473 -0.0696 0.5952 0.6771 1.000 0.4548 0.01041 0.00481 -0.0699 0.5879 0.6956 1.500 0.5114 0.01052 0.00495 -0.0700 0.5792 0.7161 2.000 0.5681 0.01071 0.00509 -0.0701 0.5683 0.7335 2.500 0.6244 0.01095 0.00535 -0.0704 0.5610 0.7498 3.000 0.6784 0.01103 0.00552 -0.0700 0.5517 0.7649 3.500 0.7334 0.01122 0.00566 -0.0700 0.5418 0.7801 4.000 0.7875 0.01152 0.00595 -0.0698 0.5308 0.7927 4.500 0.8402 0.01170 0.00619 -0.0695 0.5226 0.8056 5.000 0.8899 0.01188 0.00642 -0.0685 0.5116 0.8185 5.500 0.9420 0.01226 0.00671 -0.0683 0.4988 0.8306 6.000 0.9875 0.01249 0.00708 -0.0667 0.4908 0.8437 6.500 1.0323 0.01278 0.00736 -0.0652 0.4788 0.8564 7.000 1.0738 0.01323 0.00781 -0.0630 0.4662 0.8694 7.500 1.1095 0.01366 0.00838 -0.0601 0.4573 0.8846 8.000 1.1443 0.01426 0.00898 -0.0574 0.4444 0.9008 8.500 1.1777 0.01496 0.00971 -0.0545 0.4318 0.9183 9.000 1.2021 0.01571 0.01056 -0.0503 0.4185 0.9413 9.500 1.2338 0.01664 0.01147 -0.0478 0.4051 0.9797 10.000 1.2771 0.01780 0.01274 -0.0485 0.3920 1.0000 10.500 1.3071 0.01957 0.01441 -0.0476 0.3739 1.0000 11.000 1.3364 0.02137 0.01623 -0.0465 0.3569 1.0000 11.500 1.3547 0.02382 0.01858 -0.0443 0.3379 1.0000 12.000 1.3791 0.02604 0.02084 -0.0428 0.3221 1.0000 12.500 1.3956 0.02886 0.02363 -0.0409 0.3056 1.0000 13.000 1.4086 0.03206 0.02683 -0.0389 0.2879 1.0000 13.500 1.4219 0.03543 0.03023 -0.0372 0.2731 1.0000 14.000 1.4211 0.04011 0.03480 -0.0352 0.2509 1.0000 14.500 1.4376 0.04354 0.03830 -0.0342 0.2377 1.0000 15.000 1.4365 0.04857 0.04328 -0.0327 0.2218 1.0000 15.500 1.4467 0.05266 0.04740 -0.0319 0.2073 1.0000 16.000 1.4450 0.05808 0.05286 -0.0310 0.1936 1.0000 16.500 1.4441 0.06372 0.05851 -0.0306 0.1790 1.0000 17.000 1.4476 0.06897 0.06381 -0.0304 0.1668 1.0000 17.500 1.4431 0.07528 0.07014 -0.0305 0.1541 1.0000 18.000 1.4422 0.08116 0.07605 -0.0309 0.1415 1.0000 18.500 1.4340 0.08797 0.08288 -0.0316 0.1302 1.0000 19.000 1.4283 0.09456 0.08953 -0.0325 0.1193 1.0000 19.500 1.4198 0.10167 0.09664 -0.0339 0.1093 1.0000 20.000 1.4149 0.10856 0.10362 -0.0356 0.1013 1.0000 20.500 1.4164 0.11465 0.10978 -0.0374 0.0944 1.0000 21.000 1.4047 0.12253 0.11770 -0.0400 0.0872 1.0000 21.500 1.4094 0.12808 0.12335 -0.0421 0.0822 1.0000 22.000 1.4090 0.13454 0.12993 -0.0449 0.0772 1.0000 22.500 1.4031 0.14166 0.13707 -0.0482 0.0717 1.0000 23.000 1.4036 0.14771 0.14317 -0.0513 0.0661 1.0000 23.500 1.4050 0.15349 0.14911 -0.0549 0.0636 1.0000 24.000 1.4075 0.15901 0.15473 -0.0584 0.0599 1.0000 24.500 1.3978 0.16667 0.16240 -0.0632 0.0556 1.0000 25.000 1.4033 0.17193 0.16773 -0.0665 0.0513 1.0000 25.500 1.3997 0.17951 0.17550 -0.0714 0.0494 1.0000 26.000 1.4004 0.18627 0.18240 -0.0758 0.0476 1.0000 26.500 1.3965 0.19426 0.19049 -0.0810 0.0447 1.0000 27.000 1.3891 0.20309 0.19935 -0.0865 0.0416 1.0000 27.500 1.3883 0.21043 0.20678 -0.0911 0.0380 1.0000 28.000 1.3771 0.22079 0.21733 -0.0973 0.0373 1.0000 28.500 1.3657 0.23179 0.22853 -0.1038 0.0359 1.0000 29.000 1.3409 0.24657 0.24353 -0.1118 0.0341 1.0000 29.500 1.3013 0.26656 0.26378 -0.1217 0.0322 1.0000 30.000 1.2870 0.28012 0.27739 -0.1285 0.0297 1.0000