XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX 74-CL6-140 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.0279 0.11956 0.11193 -0.0700 0.6906 0.0843 -9.750 -0.0295 0.11917 0.11155 -0.0730 0.6850 0.0858 -9.500 -0.0323 0.11875 0.11119 -0.0760 0.6796 0.0863 -9.250 -0.0022 0.11140 0.10372 -0.0742 0.6734 0.0891 -9.000 0.0101 0.10845 0.10074 -0.0750 0.6685 0.0919 -8.500 0.0228 0.10446 0.09680 -0.0783 0.6593 0.0982 -8.250 0.0180 0.10420 0.09659 -0.0816 0.6558 0.1000 -8.000 0.0186 0.10246 0.09491 -0.0839 0.6523 0.1008 -7.750 0.0467 0.09665 0.08905 -0.0821 0.6473 0.1037 -7.500 0.0586 0.09391 0.08632 -0.0826 0.6431 0.1068 -7.250 0.0661 0.09174 0.08416 -0.0837 0.6395 0.1106 -7.000 0.0613 0.09100 0.08348 -0.0861 0.6367 0.1149 -6.750 0.0517 0.09103 0.08361 -0.0919 0.6338 0.1163 -6.500 0.0726 0.08608 0.07871 -0.0883 0.6299 0.1184 -6.250 0.0872 0.08318 0.07581 -0.0879 0.6265 0.1214 -6.000 0.0966 0.08093 0.07358 -0.0890 0.6235 0.1253 -5.750 0.0955 0.08025 0.07290 -0.1006 0.6209 0.1330 -5.500 0.1107 0.07635 0.06901 -0.0967 0.6183 0.1355 -4.500 0.1881 0.05972 0.05179 -0.1191 0.6061 0.0634 -4.250 0.2062 0.05731 0.04937 -0.1195 0.6033 0.0618 -4.000 0.2300 0.05429 0.04614 -0.1223 0.6011 0.0591 -3.750 0.2648 0.04996 0.04117 -0.1285 0.5986 0.0544 -3.500 0.2886 0.04785 0.03893 -0.1302 0.5953 0.0537 -3.250 0.3160 0.04567 0.03647 -0.1324 0.5920 0.0531 -3.000 0.3464 0.04354 0.03393 -0.1345 0.5889 0.0531 -2.750 0.3797 0.04149 0.03127 -0.1366 0.5861 0.0545 -2.500 0.4079 0.04023 0.02983 -0.1375 0.5837 0.0569 -2.250 0.4378 0.03898 0.02820 -0.1384 0.5814 0.0582 -2.000 0.4622 0.03834 0.02733 -0.1387 0.5781 0.0594 -1.750 0.4871 0.03778 0.02649 -0.1386 0.5749 0.0613 -1.500 0.5113 0.03733 0.02584 -0.1382 0.5718 0.0650 -1.250 0.5355 0.03699 0.02537 -0.1376 0.5691 0.0702 -1.000 0.5609 0.03658 0.02474 -0.1369 0.5667 0.0757 -0.750 0.5882 0.03631 0.02426 -0.1366 0.5648 0.0858 -0.500 0.6061 0.03690 0.02495 -0.1362 0.5613 0.0982 -0.250 0.6254 0.03746 0.02561 -0.1362 0.5576 0.1186 0.000 0.6519 0.03741 0.02587 -0.1372 0.5543 0.1843 0.250 0.6597 0.03632 0.02675 -0.1333 0.5518 0.7692 0.500 0.6621 0.03600 0.02661 -0.1271 0.5496 1.0000 0.750 0.6921 0.03660 0.02675 -0.1277 0.5476 1.0000 1.000 0.7034 0.03865 0.02866 -0.1276 0.5434 1.0000 1.250 0.7127 0.04078 0.03070 -0.1274 0.5384 1.0000 1.500 0.7327 0.04208 0.03178 -0.1275 0.5350 1.0000 1.750 0.7576 0.04301 0.03246 -0.1278 0.5324 1.0000 2.000 0.7856 0.04372 0.03292 -0.1282 0.5305 1.0000 2.500 0.7753 0.05030 0.03953 -0.1265 0.5186 1.0000 2.750 0.7945 0.05167 0.04075 -0.1264 0.5157 1.0000 3.000 0.8198 0.05256 0.04146 -0.1265 0.5135 1.0000 3.250 0.8411 0.05379 0.04254 -0.1265 0.5111 1.0000 3.750 0.8084 0.06227 0.05110 -0.1247 0.4974 1.0000 4.000 0.8356 0.06302 0.05171 -0.1247 0.4955 1.0000 4.500 0.8150 0.07082 0.05953 -0.1240 0.4828 1.0000 4.750 0.8357 0.07217 0.06079 -0.1239 0.4802 1.0000 5.000 0.8621 0.07303 0.06154 -0.1238 0.4783 1.0000 5.250 0.8360 0.07828 0.06687 -0.1235 0.4699 1.0000 5.500 0.8479 0.08041 0.06896 -0.1234 0.4662 1.0000 5.750 0.8682 0.08182 0.07032 -0.1234 0.4636 1.0000 6.000 0.8940 0.08278 0.07120 -0.1233 0.4616 1.0000 6.250 0.8707 0.08789 0.07639 -0.1233 0.4534 1.0000 6.500 0.8831 0.09003 0.07851 -0.1232 0.4498 1.0000 6.750 0.9035 0.09147 0.07992 -0.1232 0.4472 1.0000 7.000 0.9291 0.09247 0.08089 -0.1230 0.4452 1.0000 7.250 0.9059 0.09768 0.08620 -0.1233 0.4369 1.0000 7.500 0.9198 0.09973 0.08825 -0.1233 0.4335 1.0000 7.750 0.9412 0.10111 0.08961 -0.1232 0.4310 1.0000 8.000 0.9365 0.10480 0.09335 -0.1235 0.4251 1.0000 8.250 0.9418 0.10760 0.09620 -0.1237 0.4202 1.0000 8.500 0.9585 0.10943 0.09804 -0.1237 0.4172 1.0000 8.750 0.9819 0.11063 0.09927 -0.1235 0.4149 1.0000 9.000 0.9671 0.11526 0.10399 -0.1242 0.4074 1.0000 9.250 0.9800 0.11741 0.10618 -0.1243 0.4035 1.0000