XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 05-H-126 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 0.2157 0.01672 0.01085 -0.0203 0.5949 0.5983 0.500 0.4036 0.01630 0.01125 -0.0472 0.5904 1.0000 1.000 0.4530 0.01677 0.01160 -0.0466 0.5865 1.0000 1.500 0.5019 0.01712 0.01183 -0.0456 0.5836 1.0000 2.000 0.5504 0.01727 0.01187 -0.0441 0.5808 1.0000 2.500 0.5987 0.01769 0.01216 -0.0427 0.5782 1.0000 3.000 0.6496 0.01938 0.01402 -0.0445 0.5704 1.0000 3.500 0.6991 0.01988 0.01455 -0.0441 0.5645 1.0000 4.000 0.7492 0.01988 0.01452 -0.0427 0.5613 1.0000 4.500 0.7998 0.01975 0.01437 -0.0413 0.5585 1.0000 5.000 0.8503 0.01977 0.01434 -0.0397 0.5558 1.0000 5.500 0.8979 0.02078 0.01561 -0.0405 0.5435 1.0000 6.000 0.9573 0.01817 0.01288 -0.0378 0.5387 1.0000 6.500 1.0164 0.01522 0.00983 -0.0356 0.5233 1.0000 7.000 1.0741 0.01327 0.00785 -0.0344 0.5022 1.0000 7.500 1.1288 0.01282 0.00752 -0.0342 0.4792 1.0000 8.000 1.1796 0.01281 0.00720 -0.0337 0.4054 1.0000 8.500 1.1965 0.01685 0.01047 -0.0332 0.2714 1.0000 9.000 1.1679 0.02320 0.01653 -0.0301 0.2026 1.0000 9.500 1.1440 0.02869 0.02173 -0.0262 0.1520 1.0000 10.000 1.1377 0.03316 0.02598 -0.0236 0.1086 1.0000 11.000 1.1467 0.04094 0.03352 -0.0200 0.0608 1.0000 11.500 1.1625 0.04417 0.03676 -0.0189 0.0471 1.0000 12.000 1.1746 0.04794 0.04048 -0.0180 0.0312 1.0000 12.500 1.1861 0.05185 0.04438 -0.0172 0.0195 1.0000 13.000 1.1901 0.05669 0.04917 -0.0164 0.0059 1.0000 13.500 1.2017 0.06089 0.05349 -0.0159 0.0047 1.0000 14.000 1.2130 0.06528 0.05806 -0.0156 0.0043 1.0000 14.500 1.2226 0.06995 0.06293 -0.0154 0.0040 1.0000 15.000 1.2302 0.07503 0.06823 -0.0155 0.0039 1.0000 15.500 1.2344 0.08072 0.07414 -0.0159 0.0038 1.0000 16.000 1.2351 0.08706 0.08073 -0.0167 0.0038 1.0000 16.500 1.2327 0.09408 0.08799 -0.0179 0.0037 1.0000 17.000 1.2271 0.10183 0.09599 -0.0197 0.0037 1.0000 17.500 1.2191 0.11017 0.10457 -0.0220 0.0037 1.0000 18.000 1.2074 0.11940 0.11405 -0.0250 0.0037 1.0000 18.500 1.1979 0.12851 0.12338 -0.0283 0.0038 1.0000 19.000 1.1866 0.13819 0.13330 -0.0323 0.0038 1.0000 19.500 1.1770 0.14791 0.14323 -0.0368 0.0038 1.0000 20.000 1.1679 0.15776 0.15332 -0.0416 0.0039 1.0000 20.500 1.1601 0.16769 0.16347 -0.0469 0.0039 1.0000 21.000 1.1525 0.17801 0.17401 -0.0528 0.0040 1.0000 21.500 1.1433 0.18915 0.18540 -0.0594 0.0040 1.0000 22.000 1.1312 0.20176 0.19827 -0.0672 0.0042 1.0000 22.500 1.1144 0.21688 0.21367 -0.0765 0.0043 1.0000 23.000 1.0537 0.25515 0.25222 -0.0962 0.0052 1.0000