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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0385 0.06882 0.05305 -0.0278 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0565 0.06829 0.05274 -0.0258 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0757 0.06762 0.05228 -0.0236 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0958 0.06679 0.05168 -0.0213 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1166 0.06582 0.05089 -0.0190 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1357 0.06474 0.04986 -0.0172 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1475 0.06368 0.04848 -0.0171 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1403 0.06298 0.04673 -0.0205 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1137 0.06313 0.04502 -0.0257 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0859 0.06387 0.04377 -0.0287 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0638 0.06474 0.04295 -0.0296 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0456 0.06563 0.04242 -0.0296 1.0000 1.0000 0.000 -0.0294 0.06652 0.04212 -0.0294 1.0000 1.0000 0.250 -0.0141 0.06744 0.04197 -0.0290 1.0000 1.0000 0.500 0.0006 0.06839 0.04191 -0.0287 1.0000 1.0000 0.750 0.0151 0.06938 0.04202 -0.0284 1.0000 1.0000 1.000 0.0293 0.07040 0.04223 -0.0281 1.0000 1.0000 1.250 0.0435 0.07147 0.04255 -0.0278 1.0000 1.0000 1.500 0.0576 0.07257 0.04296 -0.0276 1.0000 1.0000 1.750 0.0716 0.07371 0.04341 -0.0274 1.0000 1.0000 2.000 0.0855 0.07489 0.04399 -0.0272 1.0000 1.0000 2.250 0.0995 0.07612 0.04465 -0.0271 1.0000 1.0000 2.500 0.1133 0.07739 0.04539 -0.0271 1.0000 1.0000 2.750 0.1271 0.07869 0.04622 -0.0270 1.0000 1.0000 3.000 0.1409 0.08005 0.04711 -0.0270 1.0000 1.0000 3.250 0.1546 0.08144 0.04803 -0.0270 1.0000 1.0000 3.500 0.1682 0.08288 0.04908 -0.0271 1.0000 1.0000 3.750 0.1817 0.08435 0.05019 -0.0272 1.0000 1.0000 4.000 0.1952 0.08587 0.05137 -0.0273 1.0000 1.0000 4.250 0.2086 0.08743 0.05262 -0.0274 1.0000 1.0000 4.500 0.2219 0.08903 0.05390 -0.0276 1.0000 1.0000 4.750 0.2350 0.09067 0.05527 -0.0278 1.0000 1.0000 5.000 0.2481 0.09235 0.05671 -0.0280 1.0000 1.0000