XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 72-MS-150B 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 1.1335 0.01583 0.00816 -0.2529 0.6111 0.1284 1.000 1.2453 0.01621 0.00929 -0.2541 0.6035 0.6016 1.500 1.2990 0.01675 0.00980 -0.2540 0.6002 0.6414 2.000 1.3530 0.01743 0.01043 -0.2544 0.5969 0.6553 2.500 1.4019 0.01796 0.01101 -0.2540 0.5941 0.6686 3.000 1.4502 0.01852 0.01166 -0.2535 0.5909 0.6810 3.500 1.4995 0.01911 0.01231 -0.2533 0.5878 0.6927 4.000 1.5498 0.01970 0.01296 -0.2532 0.5848 0.7076 4.500 1.6017 0.02023 0.01355 -0.2534 0.5821 0.7259 5.000 1.6571 0.02071 0.01408 -0.2543 0.5793 0.7521 6.000 1.7381 0.02243 0.01628 -0.2510 0.5726 1.0000 6.500 1.7691 0.02369 0.01769 -0.2479 0.5687 1.0000 7.000 1.8003 0.02493 0.01906 -0.2448 0.5650 1.0000 7.500 1.8413 0.02575 0.01995 -0.2433 0.5614 1.0000 8.000 1.8947 0.02635 0.02063 -0.2439 0.5584 1.0000 8.500 1.9519 0.02735 0.02170 -0.2453 0.5543 1.0000 9.000 1.8236 0.03386 0.02860 -0.2187 0.5444 1.0000 9.500 1.8582 0.03478 0.02964 -0.2166 0.5394 1.0000 10.000 2.0238 0.02900 0.02376 -0.2314 0.5353 1.0000 11.000 2.0134 0.03246 0.02755 -0.2154 0.5159 1.0000 11.500 1.9579 0.03895 0.03430 -0.2038 0.5049 1.0000 12.000 2.0517 0.03421 0.02947 -0.2071 0.4912 1.0000 13.500 1.9114 0.05912 0.05512 -0.1843 0.4417 1.0000 14.000 1.9113 0.06424 0.06024 -0.1816 0.4109 1.0000 14.500 1.8948 0.07179 0.06768 -0.1786 0.3645 1.0000 15.000 1.8690 0.08082 0.07640 -0.1756 0.3121 1.0000 15.500 1.8269 0.09290 0.08817 -0.1734 0.2608 1.0000 16.000 1.7816 0.10622 0.10119 -0.1724 0.2049 1.0000 16.500 1.7354 0.12013 0.11467 -0.1726 0.1383 1.0000 17.000 1.6899 0.13417 0.12810 -0.1739 0.0621 1.0000 17.500 1.6692 0.14448 0.13819 -0.1755 0.0349 1.0000 18.000 1.6610 0.15288 0.14666 -0.1772 0.0289 1.0000 18.500 1.6601 0.15995 0.15387 -0.1790 0.0256 1.0000 19.000 1.6611 0.16657 0.16060 -0.1808 0.0234 1.0000 19.500 1.6681 0.17195 0.16607 -0.1824 0.0216 1.0000 20.000 1.6784 0.17647 0.17065 -0.1837 0.0205 1.0000 20.500 1.6927 0.18020 0.17451 -0.1849 0.0193 1.0000 21.000 1.7112 0.18283 0.17717 -0.1856 0.0183 1.0000 21.500 1.7338 0.18436 0.17879 -0.1857 0.0173 1.0000 22.000 1.7460 0.18828 0.18293 -0.1874 0.0161 1.0000 22.500 1.7696 0.18912 0.18373 -0.1876 0.0149 1.0000 23.000 1.7691 0.19569 0.19070 -0.1911 0.0139 1.0000 23.500 1.7755 0.20042 0.19560 -0.1938 0.0129 1.0000 24.000 1.7893 0.20291 0.19821 -0.1953 0.0121 1.0000 24.500 1.7852 0.20975 0.20549 -0.1994 0.0116 1.0000 25.000 1.7824 0.21614 0.21218 -0.2036 0.0109 1.0000 25.500 1.7829 0.22164 0.21785 -0.2076 0.0104 1.0000 26.000 1.7764 0.22832 0.22481 -0.2126 0.0099 1.0000 26.500 1.7497 0.24062 0.23763 -0.2215 0.0096 1.0000 27.000 1.7196 0.25428 0.25176 -0.2319 0.0094 1.0000 27.500 1.6849 0.27012 0.26803 -0.2444 0.0095 1.0000 28.000 1.6403 0.29112 0.28941 -0.2607 0.0097 1.0000