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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4523 0.07192 0.06585 0.0073 1.0000 0.4156 -2.750 -0.4103 0.06824 0.06159 -0.0053 0.9969 0.3625 -2.500 -0.3639 0.06511 0.05780 -0.0154 0.9916 0.3239 -2.250 -0.3265 0.06294 0.05489 -0.0222 0.9893 0.2981 -2.000 -0.3030 0.06091 0.05258 -0.0242 0.9893 0.2884 -1.750 -0.2767 0.05948 0.05058 -0.0268 0.9896 0.2793 -1.500 -0.2529 0.05805 0.04877 -0.0282 0.9895 0.2751 -1.250 -0.2258 0.05692 0.04712 -0.0300 0.9890 0.2708 -1.000 -0.1972 0.05617 0.04570 -0.0319 0.9886 0.2663 -0.750 -0.1722 0.05561 0.04450 -0.0329 0.9897 0.2646 -0.500 -0.1622 0.05476 0.04341 -0.0312 0.9958 0.2675 -0.250 -0.1470 0.05417 0.04252 -0.0303 1.0000 0.2733 0.000 -0.1205 0.05402 0.04183 -0.0312 1.0000 0.2806 0.250 -0.0939 0.05374 0.04130 -0.0321 1.0000 0.2887 0.500 -0.0674 0.05369 0.04098 -0.0328 1.0000 0.3019 0.750 -0.0419 0.05361 0.04083 -0.0334 1.0000 0.3294 1.000 -0.0156 0.05340 0.04088 -0.0340 1.0000 0.3702 1.500 0.0272 0.05163 0.04049 -0.0324 1.0000 1.0000 1.750 0.0471 0.05296 0.04066 -0.0316 1.0000 1.0000 2.000 0.0637 0.05430 0.04133 -0.0314 1.0000 1.0000 2.250 0.0796 0.05569 0.04219 -0.0314 1.0000 1.0000 2.500 0.0951 0.05712 0.04322 -0.0314 1.0000 1.0000 2.750 0.1104 0.05861 0.04435 -0.0316 1.0000 1.0000 3.000 0.1254 0.06014 0.04556 -0.0317 1.0000 1.0000 3.250 0.1403 0.06171 0.04686 -0.0319 1.0000 1.0000 3.500 0.1550 0.06333 0.04821 -0.0322 1.0000 1.0000 3.750 0.1695 0.06500 0.04966 -0.0324 1.0000 1.0000 4.000 0.1838 0.06672 0.05117 -0.0327 1.0000 1.0000 4.250 0.1979 0.06848 0.05275 -0.0330 1.0000 1.0000 4.500 0.2119 0.07029 0.05440 -0.0334 1.0000 1.0000 4.750 0.2258 0.07215 0.05609 -0.0337 1.0000 1.0000 5.000 0.2394 0.07405 0.05785 -0.0341 1.0000 1.0000