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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.500 0.1468 0.12828 0.12091 -0.1086 0.7577 0.0587 -11.250 0.1593 0.12628 0.11873 -0.1111 0.7430 0.0604 -11.000 0.1650 0.12603 0.11839 -0.1136 0.7308 0.0619 -10.750 0.1694 0.12595 0.11823 -0.1158 0.7200 0.0623 -10.500 0.1850 0.12165 0.11382 -0.1171 0.7114 0.0631 -10.250 0.2032 0.11685 0.10894 -0.1175 0.7023 0.0650 -9.750 0.2268 0.11198 0.10393 -0.1199 0.6879 0.0685 -9.500 0.2369 0.11000 0.10190 -0.1212 0.6817 0.0707 -9.250 0.2455 0.10849 0.10034 -0.1227 0.6760 0.0726 -9.000 0.2496 0.10798 0.09986 -0.1242 0.6703 0.0741 -8.750 0.2520 0.10798 0.09986 -0.1260 0.6654 0.0748 -8.500 0.2534 0.10810 0.09998 -0.1280 0.6611 0.0751 -8.250 0.2812 0.10076 0.09261 -0.1273 0.6559 0.0772 -8.000 0.2950 0.09797 0.08979 -0.1279 0.6515 0.0796 -7.750 0.3067 0.09590 0.08769 -0.1290 0.6479 0.0820 -7.500 0.3161 0.09425 0.08603 -0.1300 0.6443 0.0846 -7.250 0.3190 0.09350 0.08535 -0.1308 0.6403 0.0873 -7.000 0.3167 0.09371 0.08565 -0.1316 0.6366 0.0886 -6.750 0.3118 0.09431 0.08632 -0.1325 0.6334 0.0892 -6.500 0.3380 0.08860 0.08052 -0.1324 0.6303 0.0912 -6.250 0.3503 0.08609 0.07802 -0.1319 0.6269 0.0940 -6.000 0.3538 0.08485 0.07687 -0.1310 0.6234 0.0967 -5.750 0.3563 0.08393 0.07601 -0.1309 0.6201 0.0998 -5.500 0.3569 0.08406 0.07620 -0.1332 0.6172 0.1032 -5.250 0.3645 0.08409 0.07626 -0.1392 0.6146 0.1044 -5.000 0.3789 0.07942 0.07154 -0.1336 0.6123 0.1079 -4.750 0.3813 0.07829 0.07052 -0.1319 0.6088 0.1117 -4.500 0.3850 0.07773 0.07004 -0.1333 0.6054 0.1173 -4.000 0.4022 0.07440 0.06678 -0.1344 0.6000 0.1248 -3.750 0.4182 0.07290 0.06524 -0.1372 0.5978 0.1329 -3.500 0.4361 0.07106 0.06337 -0.1417 0.5957 0.1383 -3.250 0.4316 0.07041 0.06290 -0.1379 0.5925 0.1411 -3.000 0.4371 0.06970 0.06225 -0.1381 0.5892 0.1478 -2.750 0.4536 0.06818 0.06074 -0.1416 0.5861 0.1553 -2.500 0.4850 0.06640 0.05885 -0.1483 0.5835 0.1699 -2.250 0.4968 0.06446 0.05692 -0.1462 0.5814 0.1751 -2.000 0.5286 0.06235 0.05469 -0.1508 0.5794 0.1915 -1.500 0.6270 0.05763 0.04934 -0.1717 0.5718 0.0729 -1.250 0.6794 0.05531 0.04661 -0.1797 0.5693 0.0612 -1.000 0.7229 0.05352 0.04458 -0.1850 0.5671 0.0573 -0.750 0.7959 0.05089 0.04114 -0.1949 0.5652 0.0516 -0.500 0.8474 0.04926 0.03909 -0.2003 0.5635 0.0504 -0.250 0.8263 0.05225 0.04230 -0.1957 0.5580 0.0503 0.000 0.8195 0.05456 0.04465 -0.1932 0.5534 0.0501 0.250 0.8477 0.05486 0.04463 -0.1950 0.5508 0.0504 0.500 0.8894 0.05436 0.04369 -0.1980 0.5489 0.0512 0.750 0.9325 0.05367 0.04257 -0.2005 0.5474 0.0518 1.000 0.9722 0.05302 0.04159 -0.2022 0.5461 0.0521 1.500 0.8814 0.06507 0.05421 -0.1918 0.5313 0.0518 3.000 0.8654 0.08601 0.07503 -0.1884 0.5030 0.0533 3.500 0.9157 0.08825 0.07697 -0.1896 0.4982 0.0577 4.000 0.9128 0.09582 0.08451 -0.1896 0.4889 0.0611 4.250 0.9273 0.09827 0.08695 -0.1903 0.4855 0.0673 4.500 0.9530 0.09984 0.08848 -0.1914 0.4828 0.0849 4.750 0.9768 0.09916 0.08965 -0.1911 0.4809 1.0000 5.000 0.9678 0.10371 0.09416 -0.1908 0.4755 1.0000 5.250 0.9699 0.10714 0.09746 -0.1907 0.4709 1.0000 5.500 0.9866 0.10914 0.09922 -0.1907 0.4677 1.0000 5.750 1.0091 0.11058 0.10042 -0.1907 0.4654 1.0000 6.000 1.0161 0.11360 0.10334 -0.1907 0.4618 1.0000 6.250 1.0074 0.11807 0.10786 -0.1908 0.4562 1.0000 6.500 1.0208 0.12034 0.11001 -0.1908 0.4526 1.0000 6.750 1.0413 0.12194 0.11146 -0.1908 0.4501 1.0000 7.000 1.0654 0.12323 0.11260 -0.1908 0.4482 1.0000 7.250 1.0464 0.12884 0.11833 -0.1913 0.4423 1.0000 7.500 1.0533 0.13176 0.12122 -0.1915 0.4385 1.0000