XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-120 AIRFOIL                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.035 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0344   0.05126   0.04309  -0.0700  0.7951  0.2081
  -2.750  -0.0054   0.04979   0.04102  -0.0710  0.7907  0.1939
  -2.500   0.0126   0.04890   0.03982  -0.0709  0.7864  0.1872
  -2.250   0.0298   0.04881   0.03910  -0.0704  0.7821  0.1801
  -2.000   0.0510   0.04818   0.03813  -0.0704  0.7780  0.1794
  -1.750   0.0776   0.04732   0.03708  -0.0710  0.7744  0.1840
  -1.500   0.1049   0.04697   0.03640  -0.0714  0.7709  0.1902
  -1.250   0.1204   0.04734   0.03641  -0.0710  0.7682  0.1940
  -1.000   0.1390   0.04754   0.03645  -0.0711  0.7657  0.2047
  -0.750   0.1586   0.04786   0.03657  -0.0710  0.7641  0.2172
  -0.500   0.1763   0.04827   0.03681  -0.0706  0.7628  0.2302
  -0.250   0.1914   0.04854   0.03719  -0.0698  0.7614  0.2519
   0.000   0.2055   0.04877   0.03764  -0.0691  0.7606  0.2925
   0.250   0.2871   0.04701   0.03704  -0.0757  0.7538  1.0000
   0.500   0.2565   0.04876   0.03878  -0.0704  0.7631  1.0000
   0.750   0.2625   0.05042   0.04008  -0.0692  0.7675  1.0000
   1.000   0.2755   0.05215   0.04147  -0.0689  0.7706  1.0000
   1.250   0.2603   0.05374   0.04295  -0.0660  0.7843  1.0000