XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 60-126 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 0.5069 0.00965 0.00355 -0.1164 0.7373 0.5504 0.500 0.5624 0.00968 0.00351 -0.1158 0.7103 0.5670 1.000 0.6174 0.00976 0.00352 -0.1151 0.6796 0.5846 1.500 0.6719 0.00989 0.00359 -0.1145 0.6482 0.6037 2.000 0.7260 0.01008 0.00370 -0.1138 0.6161 0.6231 2.500 0.7798 0.01028 0.00387 -0.1131 0.5851 0.6432 3.000 0.8334 0.01053 0.00411 -0.1124 0.5582 0.6659 3.500 0.8863 0.01080 0.00440 -0.1116 0.5302 0.6924 4.000 0.9382 0.01105 0.00473 -0.1107 0.4989 0.7247 4.500 0.9880 0.01137 0.00508 -0.1093 0.4681 0.7660 5.000 1.0334 0.01146 0.00545 -0.1070 0.4369 0.8431 6.000 1.1299 0.01242 0.00632 -0.1041 0.3665 1.0000 6.500 1.1771 0.01322 0.00698 -0.1027 0.3258 1.0000 7.000 1.2209 0.01420 0.00779 -0.1009 0.2807 1.0000 7.500 1.2605 0.01543 0.00877 -0.0985 0.2276 1.0000 8.000 1.2965 0.01684 0.00995 -0.0956 0.1824 1.0000 8.500 1.3311 0.01823 0.01124 -0.0925 0.1511 1.0000 9.000 1.3578 0.01979 0.01270 -0.0882 0.1291 1.0000 9.500 1.3816 0.02130 0.01425 -0.0834 0.1117 1.0000 10.000 1.4019 0.02308 0.01603 -0.0787 0.0980 1.0000 10.500 1.4180 0.02526 0.01825 -0.0740 0.0875 1.0000 11.000 1.4342 0.02764 0.02073 -0.0698 0.0784 1.0000 11.500 1.4514 0.03012 0.02331 -0.0664 0.0704 1.0000 12.000 1.4644 0.03315 0.02643 -0.0632 0.0644 1.0000 12.500 1.4717 0.03694 0.03026 -0.0603 0.0596 1.0000 13.000 1.4825 0.04075 0.03428 -0.0583 0.0551 1.0000 13.500 1.4876 0.04541 0.03907 -0.0568 0.0513 1.0000 14.000 1.4943 0.05021 0.04404 -0.0561 0.0476 1.0000 14.500 1.4992 0.05559 0.04965 -0.0559 0.0450 1.0000 15.000 1.5043 0.06130 0.05558 -0.0564 0.0425 1.0000 15.500 1.5057 0.06785 0.06231 -0.0576 0.0404 1.0000 16.000 1.5066 0.07495 0.06971 -0.0596 0.0379 1.0000 16.500 1.5033 0.08302 0.07794 -0.0625 0.0358 1.0000 17.000 1.4986 0.09187 0.08713 -0.0662 0.0335 1.0000 17.500 1.4905 0.10153 0.09697 -0.0706 0.0317 1.0000 18.000 1.4806 0.11196 0.10773 -0.0758 0.0298 1.0000 18.500 1.4684 0.12311 0.11911 -0.0819 0.0279 1.0000 19.000 1.4546 0.13477 0.13105 -0.0887 0.0261 1.0000 19.500 1.4391 0.14703 0.14356 -0.0963 0.0243 1.0000 20.000 1.4218 0.15986 0.15664 -0.1047 0.0225 1.0000 20.500 1.4032 0.17324 0.17027 -0.1138 0.0206 1.0000 21.000 1.3812 0.18767 0.18494 -0.1240 0.0187 1.0000 21.500 1.3598 0.20228 0.19970 -0.1345 0.0170 1.0000 22.000 1.3295 0.21994 0.21761 -0.1471 0.0152 1.0000 22.500 1.3042 0.23714 0.23490 -0.1592 0.0134 1.0000 24.000 1.2354 0.30447 0.30202 -0.1967 0.0089 1.0000 25.500 1.2676 0.33292 0.33040 -0.2129 0.0145 1.0000 26.000 1.2811 0.33752 0.33502 -0.2165 0.0140 1.0000 26.500 1.2939 0.34336 0.34087 -0.2205 0.0138 1.0000 27.000 1.3038 0.35114 0.34863 -0.2267 0.0128 1.0000 27.500 1.3159 0.35640 0.35389 -0.2311 0.0120 1.0000 28.000 1.3275 0.36068 0.35819 -0.2350 0.0115 1.0000 28.500 1.3396 0.36549 0.36302 -0.2385 0.0112 1.0000 29.000 1.3493 0.37259 0.37010 -0.2445 0.0106 1.0000 29.500 1.3601 0.37755 0.37508 -0.2490 0.0098 1.0000 30.000 1.3702 0.38139 0.37894 -0.2530 0.0092 1.0000 30.500 1.3800 0.38625 0.38380 -0.2574 0.0089 1.0000 31.000 1.3903 0.39222 0.38978 -0.2623 0.0081 1.0000 31.500 1.3996 0.39643 0.39400 -0.2667 0.0074 1.0000 32.000 1.4081 0.39982 0.39742 -0.2707 0.0071 1.0000 32.500 1.4165 0.40447 0.40208 -0.2751 0.0069 1.0000 33.000 1.4260 0.41035 0.40795 -0.2800 0.0064 1.0000 33.500 1.4339 0.41448 0.41210 -0.2844 0.0059 1.0000 34.000 1.4411 0.41814 0.41578 -0.2887 0.0056 1.0000 34.500 1.4477 0.42127 0.41894 -0.2930 0.0054 1.0000 35.500 1.4605 0.42910 0.42679 -0.3017 0.0052 1.0000 36.000 1.4675 0.43355 0.43125 -0.3064 0.0050 1.0000 36.500 1.4736 0.43706 0.43478 -0.3108 0.0047 1.0000 37.000 1.4788 0.44009 0.43784 -0.3152 0.0045 1.0000 37.500 1.4835 0.44282 0.44059 -0.3195 0.0042 1.0000 38.000 1.4876 0.44528 0.44308 -0.3239 0.0041 1.0000