XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4150 0.02035 0.01183 -0.0546 0.4901 0.0505 0.500 0.4643 0.02088 0.01241 -0.0535 0.4884 0.0631 1.000 0.5117 0.02154 0.01318 -0.0524 0.4865 0.0759 1.500 0.5576 0.02216 0.01394 -0.0511 0.4839 0.0922 2.000 0.7316 0.02071 0.01486 -0.0773 0.4807 1.0000 2.500 0.7718 0.02167 0.01578 -0.0752 0.4786 1.0000 3.000 0.8132 0.02260 0.01668 -0.0732 0.4767 1.0000 3.500 0.8584 0.02322 0.01723 -0.0717 0.4746 1.0000 4.000 0.9027 0.02402 0.01798 -0.0702 0.4727 1.0000 4.500 0.9451 0.02526 0.01920 -0.0686 0.4708 1.0000 5.000 1.0578 0.01452 0.00742 -0.0725 0.4311 1.0000 5.500 1.1044 0.01398 0.00695 -0.0707 0.4167 1.0000 6.000 1.1512 0.01382 0.00681 -0.0690 0.4000 1.0000 6.500 1.1953 0.01389 0.00685 -0.0671 0.3650 1.0000 7.000 1.1470 0.01867 0.01054 -0.0521 0.1767 1.0000 7.500 1.0927 0.02345 0.01518 -0.0393 0.1123 1.0000 8.000 1.0489 0.03282 0.02465 -0.0383 0.0812 1.0000 8.500 1.0017 0.04189 0.03358 -0.0360 0.0352 1.0000 9.000 0.9895 0.04769 0.03937 -0.0344 0.0075 1.0000 9.500 0.9985 0.05166 0.04344 -0.0334 0.0074 1.0000 10.000 1.0118 0.05549 0.04739 -0.0326 0.0080 1.0000 10.500 1.0256 0.05943 0.05144 -0.0320 0.0087 1.0000 11.000 1.0403 0.06336 0.05551 -0.0315 0.0094 1.0000 11.500 1.0546 0.06744 0.05972 -0.0310 0.0105 1.0000 12.000 1.0676 0.07173 0.06417 -0.0306 0.0113 1.0000 12.500 1.0776 0.07644 0.06906 -0.0303 0.0115 1.0000 13.000 1.0887 0.08112 0.07390 -0.0301 0.0120 1.0000 13.500 1.0948 0.08650 0.07945 -0.0301 0.0124 1.0000 14.000 1.0966 0.09255 0.08566 -0.0302 0.0126 1.0000 14.500 1.0948 0.09915 0.09235 -0.0306 0.0131 1.0000 15.000 1.1046 0.10417 0.09746 -0.0307 0.0137 1.0000 15.500 1.1196 0.10821 0.10156 -0.0303 0.0147 1.0000 16.000 1.1546 0.10827 0.10149 -0.0279 0.0160 1.0000 16.500 1.1967 0.10768 0.10104 -0.0249 0.0176 1.0000 17.000 1.2402 0.10665 0.10011 -0.0211 0.0170 1.0000 17.500 1.2792 0.10667 0.10025 -0.0174 0.0151 1.0000 18.000 1.2872 0.11174 0.10556 -0.0171 0.0126 1.0000 18.500 1.2919 0.11746 0.11150 -0.0173 0.0106 1.0000 19.000 1.2665 0.12789 0.12239 -0.0215 0.0103 1.0000 19.500 1.2532 0.13657 0.13131 -0.0245 0.0086 1.0000 20.000 1.2244 0.14865 0.14382 -0.0308 0.0084 1.0000 20.500 1.2045 0.15991 0.15543 -0.0366 0.0084 1.0000 21.000 1.1787 0.17321 0.16909 -0.0443 0.0084 1.0000 21.500 1.1580 0.18620 0.18237 -0.0520 0.0085 1.0000 22.000 1.1419 0.19877 0.19517 -0.0597 0.0087 1.0000