XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 66-17AII-182 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 0.4111 0.01527 0.00807 -0.0846 0.5461 0.6569 0.500 0.4691 0.01547 0.00815 -0.0855 0.5428 0.6653 1.000 0.5251 0.01599 0.00869 -0.0860 0.5394 0.6736 1.500 0.5816 0.01621 0.00895 -0.0868 0.5361 0.6827 2.000 0.6373 0.01639 0.00920 -0.0873 0.5318 0.6901 2.500 0.6931 0.01669 0.00957 -0.0879 0.5282 0.6988 3.000 0.7503 0.01701 0.00986 -0.0887 0.5250 0.7077 3.500 0.8068 0.01729 0.01020 -0.0894 0.5220 0.7152 4.000 0.8618 0.01797 0.01093 -0.0900 0.5183 0.7241 4.500 0.9147 0.01841 0.01156 -0.0903 0.5148 0.7329 5.000 0.9674 0.01893 0.01226 -0.0906 0.5109 0.7416 5.500 1.0220 0.01934 0.01278 -0.0911 0.5068 0.7513 6.000 1.0765 0.01963 0.01322 -0.0915 0.5035 0.7611 6.500 1.1330 0.02013 0.01378 -0.0923 0.5005 0.7722 7.000 1.1813 0.02097 0.01490 -0.0921 0.4963 0.7839 7.500 1.2283 0.02170 0.01592 -0.0917 0.4912 0.7979 8.000 1.2848 0.02116 0.01554 -0.0919 0.4846 0.8141 8.500 1.3433 0.02000 0.01448 -0.0920 0.4747 0.8358 9.000 1.3922 0.01932 0.01411 -0.0909 0.4653 0.8766 9.500 1.4499 0.01855 0.01355 -0.0915 0.4538 1.0002 10.000 1.4961 0.01778 0.01286 -0.0901 0.4335 1.0002 10.500 1.5262 0.01782 0.01294 -0.0864 0.3983 1.0002 11.000 1.5056 0.02071 0.01549 -0.0773 0.3204 1.0002 11.500 1.4472 0.02943 0.02389 -0.0713 0.2507 1.0002 12.000 1.3843 0.04064 0.03491 -0.0684 0.1953 1.0002 12.500 1.3230 0.05185 0.04591 -0.0656 0.1459 1.0002 13.000 1.2693 0.06313 0.05688 -0.0640 0.0904 1.0002 13.500 1.2373 0.07260 0.06615 -0.0631 0.0586 1.0002 14.000 1.2229 0.08044 0.07398 -0.0628 0.0475 1.0002 14.500 1.2162 0.08748 0.08109 -0.0627 0.0410 1.0002 15.000 1.2139 0.09405 0.08773 -0.0627 0.0362 1.0002 15.500 1.2140 0.10033 0.09407 -0.0629 0.0321 1.0002 16.000 1.2190 0.10592 0.09970 -0.0631 0.0284 1.0002 16.500 1.2269 0.11100 0.10479 -0.0633 0.0254 1.0002 17.000 1.2375 0.11587 0.10975 -0.0638 0.0227 1.0002 17.500 1.2510 0.12009 0.11406 -0.0639 0.0205 1.0002 18.000 1.2663 0.12388 0.11788 -0.0641 0.0186 1.0002 18.500 1.2806 0.12812 0.12222 -0.0648 0.0169 1.0002 19.500 1.3094 0.13608 0.13043 -0.0660 0.0142 1.0002 20.500 1.3284 0.14579 0.14066 -0.0683 0.0125 1.0002 21.000 1.3356 0.15124 0.14631 -0.0705 0.0119 1.0002 21.500 1.3406 0.15700 0.15224 -0.0731 0.0115 1.0002 22.000 1.3367 0.16451 0.16004 -0.0768 0.0112 1.0002 22.500 1.3166 0.17637 0.17235 -0.0840 0.0112 1.0002 23.000 1.2933 0.18968 0.18608 -0.0927 0.0111 1.0002 23.500 1.2688 0.20414 0.20089 -0.1029 0.0112 1.0002