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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4225 0.07350 0.06462 0.0103 1.0000 0.4689 -2.750 -0.4076 0.07095 0.06183 0.0069 1.0000 0.4613 -2.500 -0.3867 0.06853 0.05890 0.0015 1.0000 0.4530 -2.250 -0.3637 0.06626 0.05630 -0.0021 1.0000 0.4477 -2.000 -0.3364 0.06421 0.05376 -0.0067 1.0000 0.4423 -1.750 -0.3074 0.06243 0.05145 -0.0109 1.0000 0.4407 -1.500 -0.2797 0.06088 0.04944 -0.0139 1.0000 0.4451 -1.250 -0.2500 0.05962 0.04761 -0.0173 1.0000 0.4536 -1.000 -0.2230 0.05837 0.04602 -0.0191 1.0000 0.4660 -0.750 -0.1940 0.05733 0.04465 -0.0213 1.0000 0.4807 -0.500 -0.1650 0.05641 0.04348 -0.0232 1.0000 0.5018 -0.250 -0.1386 0.05540 0.04254 -0.0241 1.0000 0.5394 0.000 -0.1153 0.05400 0.04183 -0.0237 1.0000 0.6033 0.250 -0.1012 0.05130 0.04093 -0.0216 1.0000 1.0000 0.750 -0.0157 0.05436 0.03989 -0.0307 1.0000 1.0000 1.000 0.0050 0.05556 0.03977 -0.0302 1.0000 1.0000 1.250 0.0223 0.05672 0.04000 -0.0298 1.0000 1.0000 1.500 0.0384 0.05791 0.04045 -0.0296 1.0000 1.0000 1.750 0.0541 0.05914 0.04105 -0.0294 1.0000 1.0000 2.000 0.0694 0.06042 0.04175 -0.0294 1.0000 1.0000 2.250 0.0845 0.06174 0.04258 -0.0293 1.0000 1.0000 2.500 0.0995 0.06310 0.04351 -0.0294 1.0000 1.0000 2.750 0.1143 0.06452 0.04453 -0.0295 1.0000 1.0000 3.000 0.1290 0.06598 0.04563 -0.0296 1.0000 1.0000 3.250 0.1435 0.06748 0.04677 -0.0297 1.0000 1.0000 3.500 0.1579 0.06903 0.04802 -0.0299 1.0000 1.0000 3.750 0.1722 0.07062 0.04934 -0.0301 1.0000 1.0000 4.000 0.1863 0.07226 0.05072 -0.0303 1.0000 1.0000 4.250 0.2002 0.07395 0.05218 -0.0306 1.0000 1.0000 4.500 0.2140 0.07568 0.05370 -0.0309 1.0000 1.0000 4.750 0.2276 0.07745 0.05526 -0.0312 1.0000 1.0000 5.000 0.2411 0.07927 0.05690 -0.0315 1.0000 1.0000