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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0076 0.04742 0.03918 -0.0668 0.7561 0.1864 -2.750 0.0168 0.04636 0.03761 -0.0673 0.7513 0.1761 -2.500 0.0386 0.04534 0.03625 -0.0676 0.7462 0.1693 -2.250 0.0656 0.04468 0.03493 -0.0675 0.7415 0.1624 -2.000 0.0947 0.04352 0.03343 -0.0675 0.7373 0.1608 -1.750 0.1148 0.04360 0.03314 -0.0678 0.7336 0.1632 -1.500 0.1356 0.04326 0.03280 -0.0684 0.7296 0.1710 -1.250 0.1633 0.04322 0.03237 -0.0689 0.7255 0.1787 -1.000 0.1977 0.04282 0.03179 -0.0699 0.7216 0.1973 -0.750 0.2264 0.04271 0.03162 -0.0705 0.7185 0.2152 -0.500 0.2393 0.04333 0.03236 -0.0703 0.7163 0.2363 -0.250 0.2510 0.04385 0.03309 -0.0697 0.7142 0.2780 0.000 0.3282 0.04211 0.03272 -0.0774 0.7088 1.0000 0.250 0.3288 0.04405 0.03440 -0.0760 0.7102 1.0000 0.500 0.3287 0.04598 0.03610 -0.0744 0.7120 1.0000 0.750 0.3297 0.04783 0.03774 -0.0728 0.7136 1.0000 1.000 0.3315 0.04963 0.03933 -0.0711 0.7154 1.0000 1.250 0.3398 0.05148 0.04095 -0.0703 0.7178 1.0000 1.750 0.3048 0.05590 0.04525 -0.0661 0.7574 1.0000