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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3867 0.07622 0.06559 0.0289 1.0000 0.6382 -2.750 -0.3912 0.07410 0.06343 0.0282 1.0000 0.6352 -2.500 -0.3893 0.07187 0.06109 0.0267 1.0000 0.6346 -2.250 -0.3810 0.06960 0.05868 0.0248 1.0000 0.6377 -2.000 -0.3687 0.06737 0.05625 0.0223 1.0000 0.6444 -1.750 -0.3513 0.06521 0.05397 0.0202 1.0000 0.6570 -1.500 -0.3312 0.06316 0.05179 0.0179 1.0000 0.6749 -1.250 -0.3088 0.06122 0.04981 0.0159 1.0000 0.7023 -1.000 -0.2820 0.05932 0.04808 0.0144 1.0000 0.7481 -0.750 -0.1610 0.05643 0.04551 -0.0087 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1501 0.05539 0.04366 -0.0139 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1028 0.05587 0.04205 -0.0243 1.0000 1.0000 0.000 -0.0625 0.05712 0.04111 -0.0290 1.0000 1.0000 0.250 -0.0365 0.05828 0.04056 -0.0298 1.0000 1.0000 0.500 -0.0171 0.05935 0.04029 -0.0296 1.0000 1.0000 0.750 -0.0003 0.06040 0.04032 -0.0292 1.0000 1.0000 1.000 0.0156 0.06148 0.04052 -0.0289 1.0000 1.0000 1.250 0.0309 0.06259 0.04087 -0.0287 1.0000 1.0000 1.500 0.0460 0.06374 0.04134 -0.0285 1.0000 1.0000 1.750 0.0609 0.06493 0.04192 -0.0283 1.0000 1.0000 2.000 0.0756 0.06617 0.04256 -0.0283 1.0000 1.0000 2.250 0.0903 0.06745 0.04332 -0.0282 1.0000 1.0000 2.500 0.1048 0.06877 0.04417 -0.0282 1.0000 1.0000 2.750 0.1192 0.07013 0.04510 -0.0282 1.0000 1.0000 3.000 0.1335 0.07154 0.04610 -0.0283 1.0000 1.0000 3.250 0.1476 0.07299 0.04715 -0.0284 1.0000 1.0000 3.500 0.1617 0.07448 0.04830 -0.0285 1.0000 1.0000 3.750 0.1756 0.07602 0.04952 -0.0286 1.0000 1.0000 4.000 0.1895 0.07760 0.05082 -0.0288 1.0000 1.0000 4.250 0.2031 0.07923 0.05217 -0.0290 1.0000 1.0000 4.500 0.2167 0.08089 0.05357 -0.0293 1.0000 1.0000 4.750 0.2301 0.08260 0.05506 -0.0295 1.0000 1.0000 5.000 0.2434 0.08436 0.05661 -0.0298 1.0000 1.0000