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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2433 0.06376 0.05644 -0.0433 0.9099 0.2980 -2.750 -0.2228 0.06177 0.05413 -0.0452 0.9074 0.2774 -2.500 -0.1995 0.06009 0.05199 -0.0475 0.9056 0.2597 -2.250 -0.1733 0.05869 0.05001 -0.0497 0.9035 0.2454 -2.000 -0.1469 0.05729 0.04825 -0.0514 0.9009 0.2393 -1.750 -0.1176 0.05623 0.04666 -0.0533 0.8977 0.2360 -1.500 -0.0825 0.05542 0.04527 -0.0557 0.8941 0.2352 -1.250 -0.0594 0.05497 0.04433 -0.0562 0.8928 0.2347 -1.000 -0.0349 0.05465 0.04356 -0.0569 0.8922 0.2361 -0.750 -0.0114 0.05453 0.04302 -0.0574 0.8915 0.2439 -0.500 0.0123 0.05440 0.04260 -0.0579 0.8908 0.2536 -0.250 0.0365 0.05452 0.04234 -0.0583 0.8911 0.2632 0.000 0.0608 0.05459 0.04227 -0.0588 0.8927 0.2791 0.250 0.0765 0.05456 0.04233 -0.0582 0.8960 0.3043 0.500 0.0835 0.05456 0.04242 -0.0563 0.9020 0.3323 0.750 0.1023 0.05377 0.04260 -0.0560 0.9048 0.4147 1.000 0.1071 0.05260 0.04256 -0.0530 0.9203 1.0000 1.250 0.1029 0.05337 0.04261 -0.0489 0.9442 1.0000 1.500 0.0279 0.05082 0.04135 -0.0345 1.0000 0.8276 1.750 0.0443 0.05166 0.04092 -0.0326 1.0000 1.0000 2.000 0.0624 0.05302 0.04137 -0.0320 1.0000 1.0000 2.250 0.0786 0.05443 0.04221 -0.0320 1.0000 1.0000 2.500 0.0943 0.05588 0.04325 -0.0320 1.0000 1.0000 2.750 0.1097 0.05739 0.04440 -0.0322 1.0000 1.0000 3.000 0.1248 0.05894 0.04565 -0.0323 1.0000 1.0000 3.250 0.1398 0.06053 0.04698 -0.0326 1.0000 1.0000 3.500 0.1545 0.06218 0.04837 -0.0328 1.0000 1.0000 3.750 0.1691 0.06387 0.04985 -0.0331 1.0000 1.0000 4.000 0.1834 0.06560 0.05139 -0.0334 1.0000 1.0000 4.250 0.1977 0.06739 0.05301 -0.0337 1.0000 1.0000 4.500 0.2117 0.06922 0.05468 -0.0341 1.0000 1.0000 4.750 0.2256 0.07110 0.05641 -0.0345 1.0000 1.0000 5.000 0.2393 0.07303 0.05821 -0.0349 1.0000 1.0000