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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4317 0.07161 0.06452 0.0025 1.0000 0.3922 -2.750 -0.4075 0.06875 0.06126 -0.0039 1.0000 0.3714 -2.500 -0.3832 0.06627 0.05835 -0.0085 1.0000 0.3563 -2.250 -0.3574 0.06410 0.05571 -0.0127 1.0000 0.3436 -2.000 -0.3285 0.06224 0.05324 -0.0171 1.0000 0.3314 -1.750 -0.3026 0.06047 0.05105 -0.0195 1.0000 0.3233 -1.500 -0.2723 0.05923 0.04907 -0.0229 1.0000 0.3152 -1.250 -0.2459 0.05803 0.04737 -0.0248 1.0000 0.3144 -1.000 -0.2190 0.05706 0.04589 -0.0265 1.0000 0.3165 -0.750 -0.1930 0.05616 0.04456 -0.0278 1.0000 0.3208 -0.500 -0.1654 0.05555 0.04346 -0.0292 1.0000 0.3248 -0.250 -0.1371 0.05518 0.04255 -0.0306 1.0000 0.3303 0.000 -0.1106 0.05474 0.04185 -0.0316 1.0000 0.3442 0.250 -0.0842 0.05446 0.04136 -0.0324 1.0000 0.3671 0.500 -0.0578 0.05404 0.04100 -0.0331 1.0000 0.3977 0.750 -0.0309 0.05340 0.04086 -0.0336 1.0000 0.4527 1.000 -0.0200 0.05064 0.04031 -0.0313 1.0000 1.0000 1.250 0.0117 0.05216 0.04011 -0.0318 1.0000 1.0000 1.500 0.0323 0.05345 0.04015 -0.0311 1.0000 1.0000 1.750 0.0493 0.05473 0.04065 -0.0308 1.0000 1.0000 2.000 0.0654 0.05605 0.04138 -0.0307 1.0000 1.0000 2.250 0.0810 0.05742 0.04224 -0.0307 1.0000 1.0000 2.500 0.0963 0.05883 0.04324 -0.0307 1.0000 1.0000 2.750 0.1115 0.06029 0.04434 -0.0308 1.0000 1.0000 3.000 0.1264 0.06180 0.04552 -0.0310 1.0000 1.0000 3.250 0.1412 0.06335 0.04678 -0.0312 1.0000 1.0000 3.500 0.1558 0.06495 0.04809 -0.0314 1.0000 1.0000 3.750 0.1702 0.06659 0.04949 -0.0316 1.0000 1.0000 4.000 0.1844 0.06828 0.05096 -0.0319 1.0000 1.0000 4.250 0.1985 0.07002 0.05250 -0.0322 1.0000 1.0000 4.500 0.2124 0.07180 0.05410 -0.0325 1.0000 1.0000 4.750 0.2262 0.07363 0.05575 -0.0329 1.0000 1.0000 5.000 0.2398 0.07551 0.05748 -0.0333 1.0000 1.0000