XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX 73-CL1-152 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.0479 0.11173 0.10639 -0.0606 0.7760 0.1039 -9.750 -0.0412 0.10991 0.10438 -0.0639 0.7520 0.1079 -9.500 -0.0674 0.11161 0.10609 -0.0701 0.7393 0.1094 -9.250 -0.0244 0.10436 0.09864 -0.0685 0.7166 0.1109 -9.000 -0.0026 0.10104 0.09520 -0.0690 0.7007 0.1132 -8.750 0.0089 0.09876 0.09279 -0.0698 0.6892 0.1161 -8.500 0.0115 0.09710 0.09112 -0.0713 0.6786 0.1201 -8.250 -0.0210 0.09860 0.09270 -0.0765 0.6740 0.1223 -8.000 0.0177 0.09250 0.08649 -0.0740 0.6618 0.1242 -7.750 0.0380 0.08977 0.08364 -0.0732 0.6527 0.1273 -7.500 0.0463 0.08784 0.08171 -0.0738 0.6450 0.1317 -7.250 0.0167 0.08854 0.08254 -0.0778 0.6408 0.1362 -7.000 0.0349 0.08437 0.07830 -0.0773 0.6340 0.1379 -6.750 0.0609 0.08132 0.07518 -0.0760 0.6273 0.1405 -6.500 0.0721 0.07930 0.07318 -0.0758 0.6210 0.1444 -6.250 0.0636 0.07831 0.07223 -0.0768 0.6167 0.1498 -6.000 0.0491 0.07648 0.07044 -0.0817 0.6137 0.1529 -5.750 0.0738 0.07363 0.06755 -0.0779 0.6080 0.1553 -5.500 0.0885 0.07175 0.06571 -0.0770 0.6020 0.1600 -5.250 0.0785 0.06977 0.06374 -0.0874 0.5990 0.1693 -5.000 0.0987 0.06731 0.06125 -0.0821 0.5939 0.1719 -4.750 0.1085 0.06622 0.05995 -0.0916 0.5909 0.1858 -4.500 0.1211 0.06285 0.05673 -0.0896 0.5864 0.1878 -4.250 0.1369 0.06088 0.05484 -0.0865 0.5818 0.1904 -4.000 0.1534 0.05915 0.05309 -0.0862 0.5778 0.1960 -3.750 0.1702 0.05637 0.05019 -0.0916 0.5744 0.2079 -3.500 0.2069 0.04222 0.03496 -0.1104 0.5728 0.1349 -3.250 0.2345 0.03592 0.02768 -0.1144 0.5699 0.1216 -3.000 0.2589 0.03393 0.02539 -0.1151 0.5652 0.1230 -2.750 0.2831 0.03302 0.02455 -0.1149 0.5606 0.1259 -2.500 0.3097 0.03181 0.02307 -0.1150 0.5569 0.1278 -2.250 0.3372 0.03079 0.02172 -0.1150 0.5538 0.1310 -2.000 0.3650 0.03014 0.02062 -0.1150 0.5506 0.1361 -1.750 0.3883 0.02963 0.02021 -0.1147 0.5460 0.1404 -1.500 0.4137 0.02939 0.01992 -0.1143 0.5417 0.1465 -1.250 0.4405 0.02898 0.01935 -0.1140 0.5381 0.1544 -1.000 0.4675 0.02879 0.01910 -0.1136 0.5349 0.1636 -0.750 0.4950 0.02864 0.01885 -0.1133 0.5321 0.1754 -0.500 0.5163 0.02894 0.01926 -0.1126 0.5275 0.1884 -0.250 0.5394 0.02920 0.01960 -0.1121 0.5232 0.2056 0.000 0.5640 0.02926 0.01978 -0.1116 0.5196 0.2278 0.250 0.5907 0.02920 0.01977 -0.1111 0.5166 0.2604 0.500 0.6178 0.02912 0.01976 -0.1107 0.5137 0.3035 0.750 0.6367 0.02975 0.02069 -0.1098 0.5097 0.3460 1.000 0.6536 0.03053 0.02179 -0.1088 0.5050 0.3916 1.250 0.6754 0.03094 0.02248 -0.1081 0.5013 0.4553 1.500 0.6995 0.03069 0.02277 -0.1072 0.4982 0.5924 1.750 0.7345 0.02999 0.02252 -0.1072 0.4955 1.0000 2.000 0.7572 0.03102 0.02337 -0.1068 0.4921 1.0000 2.250 0.7629 0.03338 0.02588 -0.1055 0.4862 1.0000 2.500 0.7799 0.03480 0.02724 -0.1048 0.4821 1.0000 2.750 0.8048 0.03548 0.02777 -0.1044 0.4791 1.0000 3.000 0.8359 0.03563 0.02771 -0.1042 0.4768 1.0000 3.250 0.8688 0.03581 0.02765 -0.1042 0.4748 1.0000 3.500 0.8172 0.04321 0.03561 -0.1007 0.4642 1.0000 3.750 0.8322 0.04476 0.03709 -0.0999 0.4608 1.0000 4.000 0.8635 0.04485 0.03704 -0.0995 0.4588 1.0000 4.250 0.9023 0.04436 0.03637 -0.0995 0.4573 1.0000 4.500 0.9440 0.04384 0.03565 -0.0998 0.4560 1.0000 4.750 0.5573 0.08678 0.08000 -0.1034 0.4968 1.0000 5.000 0.5897 0.08903 0.08210 -0.1036 0.4950 1.0000 5.250 0.5594 0.09195 0.08505 -0.1028 0.4871 1.0000 5.500 0.5744 0.09371 0.08672 -0.1025 0.4808 1.0000 5.750 0.6024 0.09567 0.08857 -0.1025 0.4776 1.0000 6.000 0.6390 0.09808 0.09086 -0.1027 0.4757 1.0000 6.250 0.6777 0.10122 0.09390 -0.1031 0.4747 1.0000 6.500 0.6178 0.10276 0.09553 -0.1020 0.4618 1.0000 6.750 0.6429 0.10493 0.09762 -0.1019 0.4590 1.0000 7.000 0.6751 0.10752 0.10013 -0.1021 0.4572 1.0000 7.250 0.7150 0.11083 0.10336 -0.1024 0.4561 1.0000 7.500 0.6591 0.11213 0.10474 -0.1017 0.4433 1.0000 7.750 0.6825 0.11442 0.10697 -0.1017 0.4406 1.0000