XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX 66-17AII-182 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -12.750 -0.2674 0.13424 0.12984 -0.0497 1.0000 0.1079 -12.500 -0.2913 0.13183 0.12759 -0.0544 1.0000 0.1125 -12.250 -0.2894 0.12737 0.12326 -0.0553 1.0000 0.1143 -12.000 -0.2682 0.12493 0.12096 -0.0531 1.0000 0.1174 -11.750 -0.2586 0.11928 0.11531 -0.0634 0.9516 0.1269 -11.500 -0.2147 0.11304 0.10893 -0.0690 0.9268 0.1334 -11.250 -0.2345 0.10747 0.10333 -0.0827 0.9090 0.1429 -11.000 -0.1649 0.10200 0.09756 -0.0840 0.8854 0.1502 -10.750 -0.1749 0.09684 0.09232 -0.0913 0.8678 0.1597 -10.500 -0.1434 0.09365 0.08892 -0.0919 0.8501 0.1642 -10.250 -0.1633 0.08947 0.08476 -0.0964 0.8372 0.1744 -10.000 -0.1351 0.08682 0.08198 -0.0956 0.8247 0.1789 -9.750 -0.1428 0.08313 0.07828 -0.0980 0.8158 0.1903 -9.500 -0.3380 0.05592 0.05061 -0.1166 0.8128 0.0814 -9.250 -0.3859 0.05244 0.04622 -0.1126 0.8044 0.0714 -9.000 -0.3757 0.04859 0.04222 -0.1120 0.7967 0.0701 -8.750 -0.3687 0.04513 0.03851 -0.1110 0.7899 0.0687 -8.500 -0.3614 0.04217 0.03520 -0.1096 0.7837 0.0674 -8.250 -0.3523 0.03950 0.03216 -0.1080 0.7771 0.0666 -8.000 -0.3386 0.03723 0.02944 -0.1066 0.7718 0.0672 -7.750 -0.3242 0.03564 0.02746 -0.1051 0.7654 0.0693 -7.500 -0.3068 0.03441 0.02577 -0.1036 0.7597 0.0710 -7.250 -0.2825 0.03178 0.02305 -0.1034 0.7555 0.0740 -7.000 -0.2611 0.03071 0.02195 -0.1028 0.7502 0.0779 -6.750 -0.2367 0.02953 0.02060 -0.1022 0.7453 0.0809 -6.500 -0.2115 0.02858 0.01943 -0.1015 0.7412 0.0849 -6.250 -0.1874 0.02740 0.01841 -0.1010 0.7371 0.0902 -6.000 -0.1663 0.02674 0.01777 -0.0998 0.7320 0.0953 -5.750 -0.1467 0.02598 0.01706 -0.0984 0.7277 0.1017 -5.500 -0.1283 0.02535 0.01646 -0.0969 0.7243 0.1143 -5.250 -0.1168 0.02465 0.01600 -0.0948 0.7206 0.1385 -5.000 -0.1236 0.02256 0.01514 -0.0911 0.7166 0.2993 -4.750 -0.1139 0.02338 0.01690 -0.0865 0.7128 0.5358 -4.500 -0.0888 0.02464 0.01798 -0.0845 0.7094 0.5734 -4.250 -0.0655 0.02608 0.01933 -0.0819 0.7060 0.6022 -4.000 -0.0500 0.02771 0.02099 -0.0784 0.7015 0.6300 -3.750 -0.0292 0.02946 0.02279 -0.0741 0.6980 0.6531 -3.500 -0.0087 0.03032 0.02355 -0.0712 0.6949 0.6744 -3.250 0.0140 0.03074 0.02382 -0.0692 0.6923 0.6922 -3.000 0.0289 0.03147 0.02455 -0.0662 0.6884 0.7031 -2.750 0.0392 0.03195 0.02501 -0.0638 0.6841 0.7136 -2.500 0.0538 0.03213 0.02506 -0.0627 0.6808 0.7244 -2.250 0.0762 0.03224 0.02508 -0.0615 0.6782 0.7314 -2.000 0.1011 0.03211 0.02476 -0.0613 0.6759 0.7412 -1.750 0.0957 0.03327 0.02602 -0.0575 0.6706 0.7482 -1.500 0.0987 0.03404 0.02676 -0.0553 0.6664 0.7568 -1.250 0.1135 0.03446 0.02714 -0.0536 0.6636 0.7643 -1.000 0.1374 0.03451 0.02705 -0.0536 0.6613 0.7724 -0.750 0.1683 0.03436 0.02677 -0.0537 0.6596 0.7785 -0.500 0.0718 0.03920 0.03192 -0.0422 0.6510 0.7840 -0.250 0.0677 0.04048 0.03318 -0.0397 0.6483 0.7894 0.000 0.1020 0.04038 0.03296 -0.0405 0.6459 0.7948 0.250 0.1619 0.03954 0.03193 -0.0443 0.6442 0.8013 0.500 0.0921 0.04374 0.03626 -0.0359 0.6414 0.8060 0.750 0.0794 0.04571 0.03824 -0.0332 0.6400 0.8114 1.000 0.0812 0.04730 0.03978 -0.0322 0.6400 0.8169 1.250 0.0910 0.04865 0.04110 -0.0316 0.6413 0.8216 1.500 0.1046 0.04999 0.04240 -0.0314 0.6423 0.8264 1.750 0.1261 0.05130 0.04365 -0.0322 0.6440 0.8314 2.000 0.0203 0.05663 0.04925 -0.0255 0.6979 0.8361 2.250 0.0516 0.05778 0.05032 -0.0268 0.6937 0.8409 2.500 0.0912 0.05977 0.05223 -0.0294 0.6915 0.8463 2.750 0.0791 0.05953 0.05198 -0.0262 0.6808 0.8514 3.000 0.1115 0.06093 0.05332 -0.0280 0.6775 0.8565 3.250 0.1524 0.06313 0.05546 -0.0309 0.6755 0.8626 3.500 0.1422 0.06286 0.05519 -0.0282 0.6639 0.8685 3.750 0.1788 0.06457 0.05687 -0.0306 0.6609 0.8752 4.000 0.1785 0.06540 0.05772 -0.0295 0.6533 0.8821 4.250 0.2074 0.06665 0.05898 -0.0313 0.6475 0.8907 4.500 0.2485 0.06862 0.06098 -0.0345 0.6448 0.9007 4.750 0.2502 0.06955 0.06199 -0.0347 0.6356 0.9122 5.000 0.2944 0.07150 0.06402 -0.0396 0.6308 0.9281 5.250 0.3433 0.07403 0.06660 -0.0445 0.6284 1.0000 5.500 0.3307 0.07458 0.06713 -0.0428 0.6178 1.0000 5.750 0.3649 0.07652 0.06904 -0.0451 0.6141 1.0000 6.000 0.4077 0.07931 0.07179 -0.0483 0.6123 1.0000 6.250 0.3905 0.07961 0.07209 -0.0462 0.6007 1.0000 6.500 0.4257 0.08182 0.07428 -0.0485 0.5978 1.0000 6.750 0.4199 0.08321 0.07567 -0.0477 0.5891 1.0000 7.000 0.4482 0.08496 0.07740 -0.0492 0.5837 1.0000 7.250 0.4859 0.08754 0.07998 -0.0515 0.5813 1.0000 7.500 0.4713 0.08860 0.08104 -0.0499 0.5709 1.0000 7.750 0.5042 0.09065 0.08309 -0.0515 0.5668 1.0000 8.000 0.5464 0.09376 0.08621 -0.0539 0.5649 1.0000 8.250 0.5233 0.09426 0.08672 -0.0517 0.5528 1.0000 8.500 0.5623 0.09682 0.08931 -0.0535 0.5499 1.0000 8.750 0.5446 0.09824 0.09075 -0.0521 0.5396 1.0000 9.000 0.5786 0.10034 0.09287 -0.0534 0.5352 1.0000 9.250 0.5698 0.10242 0.09498 -0.0527 0.5269 1.0000 9.500 0.5970 0.10423 0.09684 -0.0535 0.5207 1.0000 9.750 0.6296 0.10720 0.09987 -0.0548 0.5176 1.0000 10.000 0.6195 0.10830 0.10100 -0.0539 0.5059 1.0000 10.250 0.6558 0.11112 0.10389 -0.0551 0.5024 1.0000