XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX 76-MP-160 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -6.750 -0.4074 0.13197 0.12632 -0.0075 1.0000 0.2467 -6.500 -0.4427 0.13196 0.12641 -0.0063 1.0000 0.2520 -6.250 -0.4305 0.12812 0.12260 -0.0049 1.0000 0.2560 -6.000 -0.4308 0.12601 0.12051 -0.0033 1.0000 0.2632 -5.750 -0.4762 0.12614 0.12077 -0.0008 1.0000 0.2677 -5.500 -0.4481 0.12190 0.11652 0.0002 1.0000 0.2750 -5.250 -0.4768 0.12104 0.11575 0.0029 1.0000 0.2819 -5.000 -0.4752 0.11818 0.11294 0.0047 1.0000 0.2889 -4.750 -0.4997 0.11686 0.11168 0.0056 1.0000 0.2985 -4.500 -0.4904 0.11383 0.10869 0.0081 1.0000 0.3061 -4.250 -0.5140 0.11159 0.10652 0.0067 1.0000 0.3170 -4.000 -0.5061 0.10929 0.10423 0.0100 1.0000 0.3292 -3.750 -0.5056 0.10657 0.10155 0.0117 1.0000 0.3388 -3.500 -0.5114 0.10392 0.09895 0.0119 1.0000 0.3525 -3.250 -0.5140 0.10129 0.09634 0.0122 1.0000 0.3680 -3.000 -0.4151 0.07041 0.06386 -0.0500 1.0000 0.1922 -2.750 -0.3843 0.06594 0.05899 -0.0557 1.0000 0.1920 -2.500 -0.3602 0.06325 0.05611 -0.0583 1.0000 0.1964 -2.250 -0.3344 0.06102 0.05363 -0.0609 1.0000 0.2003 -2.000 -0.3015 0.05821 0.05030 -0.0652 1.0000 0.2011 -1.750 -0.2689 0.05626 0.04773 -0.0689 1.0000 0.2063 -1.500 -0.2449 0.05521 0.04649 -0.0702 1.0000 0.2113 -1.250 -0.2200 0.05444 0.04546 -0.0714 1.0000 0.2165 -1.000 -0.1935 0.05380 0.04442 -0.0730 1.0000 0.2243 -0.750 -0.1718 0.05374 0.04424 -0.0734 1.0000 0.2347 -0.500 -0.1500 0.05373 0.04414 -0.0739 0.9999 0.2460 -0.250 -0.1153 0.05458 0.04482 -0.0764 0.9954 0.2626 0.000 -0.0840 0.05562 0.04582 -0.0785 0.9894 0.2870 0.250 -0.0481 0.05726 0.04741 -0.0811 0.9832 0.3182 0.500 -0.0201 0.05793 0.04814 -0.0825 0.9742 0.3474 0.750 0.0108 0.05910 0.04935 -0.0843 0.9670 0.3833 1.000 0.0473 0.06068 0.05120 -0.0868 0.9576 0.4411 1.250 0.0727 0.06115 0.05233 -0.0875 0.9462 0.5297 1.500 0.0791 0.06166 0.05410 -0.0819 0.9391 0.7628 1.750 0.1003 0.06208 0.05441 -0.0811 0.9251 1.0000 2.000 0.1307 0.06378 0.05569 -0.0835 0.9114 1.0000 2.250 0.1514 0.06501 0.05666 -0.0844 0.8982 1.0000 2.500 0.1771 0.06707 0.05848 -0.0860 0.8880 1.0000 2.750 0.2126 0.06974 0.06088 -0.0890 0.8765 1.0000 3.000 0.2245 0.07065 0.06167 -0.0886 0.8645 1.0000 3.250 0.2592 0.07384 0.06465 -0.0915 0.8562 1.0000 3.500 0.2837 0.07542 0.06609 -0.0927 0.8410 1.0000 3.750 0.2943 0.07647 0.06705 -0.0921 0.8281 1.0000 4.000 0.3283 0.07972 0.07015 -0.0948 0.8196 1.0000 4.250 0.3451 0.08091 0.07126 -0.0950 0.8052 1.0000 4.500 0.3565 0.08267 0.07295 -0.0948 0.7963 1.0000 4.750 0.3991 0.08608 0.07623 -0.0982 0.7839 1.0000 5.000 0.3931 0.08663 0.07679 -0.0961 0.7748 1.0000 5.250 0.4335 0.09013 0.08017 -0.0992 0.7651 1.0000 5.500 0.4281 0.09111 0.08117 -0.0975 0.7577 1.0000 5.750 0.4773 0.09510 0.08502 -0.1012 0.7447 1.0000 6.000 0.4644 0.09526 0.08524 -0.0987 0.7341 1.0000 6.250 0.5016 0.09879 0.08868 -0.1013 0.7248 1.0000 6.500 0.4998 0.09973 0.08966 -0.1000 0.7135 1.0000 6.750 0.5342 0.10340 0.09326 -0.1024 0.7063 1.0000 7.000 0.5269 0.10448 0.09439 -0.1009 0.6972 1.0000 7.250 0.5657 0.10812 0.09797 -0.1034 0.6874 1.0000 7.500 0.5559 0.10942 0.09932 -0.1020 0.6803 1.0000 7.750 0.5862 0.11244 0.10233 -0.1038 0.6711 1.0000 8.000 0.6001 0.11589 0.10579 -0.1047 0.6683 1.0000 8.250 0.5935 0.11717 0.10711 -0.1037 0.6594 1.0000 8.500 0.6341 0.12130 0.11121 -0.1062 0.6503 1.0000 8.750 0.6202 0.12226 0.11223 -0.1048 0.6417 1.0000 9.000 0.6662 0.12668 0.11664 -0.1075 0.6315 1.0000 9.250 0.6479 0.12776 0.11778 -0.1062 0.6261 1.0000 9.500 0.6652 0.13030 0.12035 -0.1070 0.6166 1.0000 9.750 0.6930 0.13470 0.12476 -0.1088 0.6117 1.0000 10.000 0.6827 0.13552 0.12563 -0.1079 0.6015 1.0000 10.250 0.7261 0.14049 0.13062 -0.1103 0.5934 1.0000