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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1281 0.05784 0.05001 -0.0615 0.8495 0.2464 -2.750 -0.1050 0.05637 0.04804 -0.0629 0.8461 0.2294 -2.500 -0.0698 0.05470 0.04576 -0.0655 0.8421 0.2146 -2.250 -0.0584 0.05394 0.04475 -0.0644 0.8393 0.2102 -2.000 -0.0444 0.05330 0.04381 -0.0638 0.8365 0.2075 -1.750 -0.0261 0.05276 0.04291 -0.0636 0.8339 0.2075 -1.500 -0.0062 0.05241 0.04215 -0.0635 0.8320 0.2093 -1.250 0.0185 0.05218 0.04143 -0.0640 0.8299 0.2113 -1.000 0.0543 0.05181 0.04060 -0.0658 0.8262 0.2170 -0.750 0.0848 0.05186 0.04023 -0.0670 0.8235 0.2305 -0.500 0.1062 0.05191 0.04018 -0.0671 0.8230 0.2416 -0.250 0.1273 0.05211 0.04028 -0.0671 0.8230 0.2565 0.000 0.1459 0.05231 0.04052 -0.0669 0.8230 0.2856 0.250 0.1638 0.05224 0.04080 -0.0666 0.8232 0.3345 0.500 0.1999 0.05074 0.04077 -0.0674 0.8230 1.0000 0.750 0.1891 0.05191 0.04157 -0.0640 0.8356 1.0000 1.250 0.1788 0.05432 0.04333 -0.0589 0.8691 1.0000 1.500 0.1745 0.05561 0.04437 -0.0567 0.8952 1.0000 2.250 0.0779 0.05347 0.04227 -0.0325 1.0000 1.0000 2.500 0.0937 0.05494 0.04331 -0.0325 1.0000 1.0000 2.750 0.1092 0.05646 0.04448 -0.0327 1.0000 1.0000 3.000 0.1245 0.05803 0.04576 -0.0329 1.0000 1.0000 3.250 0.1395 0.05964 0.04712 -0.0331 1.0000 1.0000 3.500 0.1543 0.06131 0.04853 -0.0334 1.0000 1.0000 3.750 0.1689 0.06302 0.05004 -0.0337 1.0000 1.0000 4.000 0.1833 0.06477 0.05161 -0.0340 1.0000 1.0000 4.250 0.1976 0.06658 0.05326 -0.0343 1.0000 1.0000 4.500 0.2116 0.06843 0.05496 -0.0347 1.0000 1.0000 4.750 0.2256 0.07033 0.05672 -0.0351 1.0000 1.0000 5.000 0.2393 0.07228 0.05854 -0.0355 1.0000 1.0000