XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX74_CL5_140 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 0.1303 0.10806 0.10313 -0.1112 0.8102 0.0382 -9.750 0.1507 0.10637 0.10115 -0.1174 0.7812 0.0393 -9.500 0.1626 0.10563 0.10025 -0.1219 0.7610 0.0397 -9.250 0.1725 0.10484 0.09935 -0.1258 0.7460 0.0399 -9.000 0.1829 0.10356 0.09797 -0.1291 0.7346 0.0401 -8.750 0.2131 0.09418 0.08842 -0.1270 0.7237 0.0425 -8.500 0.2261 0.09170 0.08587 -0.1282 0.7151 0.0443 -8.250 0.2382 0.08959 0.08367 -0.1295 0.7075 0.0456 -8.000 0.2482 0.08761 0.08167 -0.1307 0.7003 0.0477 -7.750 0.2576 0.08592 0.07994 -0.1322 0.6939 0.0500 -7.500 0.2644 0.08499 0.07900 -0.1341 0.6883 0.0514 -7.250 0.2665 0.08469 0.07875 -0.1359 0.6829 0.0521 -7.000 0.2677 0.08468 0.07876 -0.1381 0.6782 0.0525 -6.750 0.2854 0.07946 0.07349 -0.1372 0.6740 0.0539 -6.500 0.3020 0.07616 0.07019 -0.1362 0.6690 0.0569 -6.250 0.3098 0.07452 0.06854 -0.1364 0.6649 0.0597 -6.000 0.3177 0.07324 0.06722 -0.1379 0.6614 0.0631 -5.750 0.3260 0.07291 0.06697 -0.1429 0.6574 0.0652 -5.500 0.3473 0.07235 0.06640 -0.1546 0.6534 0.0660 -5.250 0.3482 0.06772 0.06182 -0.1431 0.6503 0.0690 -5.000 0.3628 0.06571 0.05977 -0.1439 0.6474 0.0737 -4.750 0.3976 0.06491 0.05888 -0.1600 0.6443 0.0798 -4.500 0.3994 0.06169 0.05581 -0.1548 0.6412 0.0820 -4.250 0.4091 0.05991 0.05406 -0.1521 0.6379 0.0881 -4.000 0.4438 0.05731 0.05136 -0.1631 0.6346 0.0967 -3.750 0.4818 0.05526 0.04908 -0.1719 0.6317 0.1108 -3.500 0.4811 0.05320 0.04719 -0.1652 0.6291 0.1154 -3.250 0.5092 0.05111 0.04509 -0.1705 0.6258 0.1286 -3.000 0.5366 0.04908 0.04303 -0.1742 0.6229 0.1437 -2.750 0.5628 0.04714 0.04104 -0.1767 0.6203 0.1604 -2.500 0.6009 0.04508 0.03880 -0.1824 0.6178 0.1885 -2.250 0.6340 0.04323 0.03683 -0.1858 0.6157 0.2188 -2.000 0.6521 0.04212 0.03584 -0.1854 0.6129 0.2430 -1.250 0.8272 0.03585 0.02804 -0.2098 0.6034 0.1712 -1.000 0.8867 0.03281 0.02392 -0.2142 0.6014 0.0813 -0.750 0.9177 0.03210 0.02308 -0.2152 0.5991 0.0722 -0.500 0.9434 0.03224 0.02299 -0.2150 0.5964 0.0651 -0.250 0.9697 0.03207 0.02279 -0.2152 0.5935 0.0616 0.000 0.9971 0.03198 0.02261 -0.2152 0.5908 0.0587 0.250 1.0274 0.03193 0.02250 -0.2157 0.5884 0.0604 0.500 1.0609 0.03202 0.02242 -0.2168 0.5864 0.0645 0.750 1.0860 0.03289 0.02326 -0.2171 0.5841 0.0681 1.000 1.1026 0.03434 0.02482 -0.2165 0.5805 0.0787 1.250 1.1222 0.03431 0.02657 -0.2158 0.5774 0.8133 1.500 1.1169 0.03487 0.02732 -0.2094 0.5751 0.9300 1.750 1.1448 0.03564 0.02784 -0.2097 0.5730 1.0000 2.000 1.1778 0.03614 0.02803 -0.2106 0.5711 1.0000 2.250 1.1711 0.03973 0.03182 -0.2080 0.5667 1.0000 2.500 1.1511 0.04463 0.03694 -0.2047 0.5623 1.0000 2.750 1.1564 0.04739 0.03967 -0.2035 0.5592 1.0000 3.000 1.1926 0.04748 0.03952 -0.2045 0.5574 1.0000 3.250 1.2353 0.04704 0.03885 -0.2060 0.5559 1.0000 4.000 0.8394 0.10147 0.09345 -0.1960 0.5898 0.0711 4.250 0.8738 0.10179 0.09560 -0.1970 0.5874 0.8662 4.500 0.8596 0.10446 0.09832 -0.1947 0.5784 1.0000 4.750 0.8837 0.10637 0.09998 -0.1948 0.5738 1.0000 5.000 0.9180 0.10845 0.10179 -0.1955 0.5715 1.0000 5.250 0.9024 0.11136 0.10473 -0.1941 0.5605 1.0000 5.500 0.9314 0.11334 0.10652 -0.1945 0.5574 1.0000 5.750 0.9659 0.11576 0.10875 -0.1954 0.5558 1.0000 6.000 0.9411 0.11876 0.11183 -0.1939 0.5445 1.0000 6.250 0.9700 0.12094 0.11388 -0.1944 0.5419 1.0000 6.500 1.0060 0.12353 0.11635 -0.1954 0.5405 1.0000 6.750 0.7725 0.12757 0.12177 -0.1645 0.5007 1.0000 7.000 0.7955 0.12976 0.12384 -0.1649 0.4975 1.0000