XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX S 02-196 AIRFOIL 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 0.5084 0.01536 0.00387 -0.0966 0.0501 0.0374 1.000 0.5625 0.01558 0.00407 -0.0969 0.0500 0.0372 3.000 0.7701 0.01681 0.00536 -0.0968 0.0499 0.0388 3.500 0.8184 0.01723 0.00574 -0.0963 0.0501 0.0433 4.000 0.8628 0.01771 0.00638 -0.0952 0.0503 0.0638 4.500 0.9029 0.01827 0.00697 -0.0934 0.0502 0.0649 5.000 0.9441 0.01906 0.00788 -0.0922 0.0505 0.0669 5.500 0.9839 0.02001 0.00898 -0.0911 0.0508 0.0980 6.000 1.0209 0.02118 0.01026 -0.0899 0.0509 0.1019 6.500 1.0561 0.02255 0.01177 -0.0889 0.0510 0.1465 7.000 1.0881 0.02426 0.01361 -0.0877 0.0512 0.1499 7.500 1.1277 0.02564 0.01571 -0.0886 0.0512 0.4350 8.000 1.1569 0.02779 0.01821 -0.0879 0.0514 0.4961 8.500 1.1833 0.03027 0.02118 -0.0873 0.0510 0.5968 9.000 1.2061 0.03313 0.02412 -0.0861 0.0510 0.5856 9.500 1.2244 0.03644 0.02778 -0.0849 0.0511 0.6291 10.500 1.2619 0.04305 0.03480 -0.0828 0.0502 0.6674 11.000 1.2766 0.04693 0.03916 -0.0819 0.0504 0.7481 11.500 1.2910 0.05038 0.04311 -0.0803 0.0502 0.8561 12.500 1.3250 0.05695 0.05016 -0.0778 0.0380 1.0000 13.000 1.3228 0.06305 0.05643 -0.0770 0.0488 1.0000 13.500 1.3343 0.06764 0.06058 -0.0768 0.0327 1.0000 14.000 1.3456 0.07252 0.06560 -0.0767 0.0315 1.0000 14.500 1.3558 0.07756 0.07078 -0.0767 0.0313 1.0000 15.000 1.3670 0.08248 0.07584 -0.0768 0.0309 1.0000 15.500 1.3744 0.08798 0.08153 -0.0772 0.0291 1.0000 16.000 1.3826 0.09316 0.08693 -0.0775 0.0283 1.0000 16.500 1.3932 0.09806 0.09202 -0.0779 0.0264 1.0000 17.000 1.4119 0.10207 0.09610 -0.0787 0.0257 1.0000 17.500 1.4196 0.10768 0.10182 -0.0798 0.0250 1.0000 18.000 1.4321 0.11255 0.10674 -0.0809 0.0234 1.0000 18.500 1.4475 0.11700 0.11129 -0.0821 0.0198 1.0000 19.000 1.4647 0.12131 0.11573 -0.0834 0.0140 1.0000 19.500 1.4734 0.12665 0.12104 -0.0852 0.0108 1.0000 20.000 1.4797 0.13232 0.12679 -0.0871 0.0079 1.0000 20.500 1.4683 0.14074 0.13535 -0.0905 0.0043 1.0000 21.000 1.4688 0.14742 0.14220 -0.0935 0.0041 1.0000 21.500 1.4672 0.15417 0.14911 -0.0969 0.0040 1.0000 22.000 1.4687 0.16029 0.15542 -0.1006 0.0039 1.0000 22.500 1.4628 0.16808 0.16341 -0.1052 0.0037 1.0000 23.000 1.4541 0.17680 0.17238 -0.1104 0.0036 1.0000 23.500 1.4460 0.18574 0.18148 -0.1158 0.0031 1.0000 24.000 1.4261 0.19795 0.19406 -0.1229 0.0031 1.0000 24.500 1.4147 0.20903 0.20544 -0.1294 0.0032 1.0000 25.000 1.3855 0.22552 0.22222 -0.1386 0.0029 1.0000 25.500 1.2647 0.27493 0.27263 -0.1607 0.0040 1.0000 26.000 1.2330 0.29905 0.29696 -0.1700 0.0042 1.0000 26.500 1.2205 0.31647 0.31447 -0.1766 0.0040 1.0000 27.000 1.2152 0.33049 0.32860 -0.1816 0.0042 1.0000 27.500 1.2052 0.34661 0.34477 -0.1867 0.0039 1.0000 28.000 1.1831 0.36760 0.36587 -0.1915 0.0039 1.0000