XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-153 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 0.2704 0.01595 0.00648 -0.0196 0.4218 0.0533 0.500 0.3221 0.01543 0.00657 -0.0191 0.4195 0.2246 1.500 0.4746 0.01410 0.00746 -0.0272 0.4142 0.9641 2.000 0.5669 0.01460 0.00781 -0.0346 0.4104 0.9906 2.500 0.6526 0.01572 0.00887 -0.0415 0.4035 1.0000 3.000 0.7033 0.01595 0.00908 -0.0407 0.4009 1.0000 3.500 0.7542 0.01610 0.00927 -0.0399 0.3977 1.0000 4.000 0.8045 0.01643 0.00960 -0.0390 0.3938 1.0000 4.500 0.8545 0.01677 0.00996 -0.0381 0.3893 1.0000 5.000 0.9046 0.01709 0.01026 -0.0372 0.3848 1.0000 5.500 0.9549 0.01736 0.01049 -0.0363 0.3805 1.0000 6.000 1.0050 0.01779 0.01092 -0.0354 0.3761 1.0000 6.500 1.0493 0.01925 0.01245 -0.0342 0.3701 1.0000 7.000 1.0989 0.01910 0.01237 -0.0332 0.3657 1.0000 7.500 1.1501 0.01842 0.01168 -0.0321 0.3572 1.0000 8.000 1.2032 0.01755 0.01066 -0.0312 0.3480 1.0000 8.500 1.2510 0.01793 0.01103 -0.0301 0.3390 1.0000 9.000 1.2985 0.01771 0.01098 -0.0289 0.3332 1.0000 9.500 1.3478 0.01701 0.01028 -0.0277 0.3127 1.0000 10.000 1.3870 0.01700 0.00991 -0.0253 0.2794 1.0000 10.500 1.4182 0.01812 0.01099 -0.0224 0.2467 1.0000 11.000 1.4405 0.01965 0.01241 -0.0185 0.2260 1.0000 11.500 1.4638 0.02105 0.01389 -0.0149 0.2092 1.0000 12.000 1.4553 0.02422 0.01702 -0.0093 0.1856 1.0000 13.000 1.4304 0.03713 0.03020 -0.0102 0.1555 1.0000 13.500 1.3855 0.04780 0.04100 -0.0120 0.1402 1.0000 14.000 1.3442 0.05790 0.05121 -0.0132 0.1301 1.0000 14.500 1.3118 0.06737 0.06077 -0.0147 0.1170 1.0000 15.000 1.2774 0.07776 0.07122 -0.0168 0.0996 1.0000 15.500 1.2511 0.08722 0.08069 -0.0188 0.0882 1.0000 16.000 1.2429 0.09462 0.08823 -0.0204 0.0762 1.0000 16.500 1.2283 0.10290 0.09644 -0.0224 0.0577 1.0000 17.000 1.2234 0.11009 0.10370 -0.0244 0.0489 1.0000 17.500 1.2113 0.11850 0.11221 -0.0269 0.0363 1.0000 18.000 1.1986 0.12694 0.12070 -0.0297 0.0295 1.0000 18.500 1.1959 0.13420 0.12809 -0.0323 0.0244 1.0000 19.000 1.1916 0.14173 0.13569 -0.0352 0.0170 1.0000 19.500 1.1865 0.14965 0.14374 -0.0386 0.0157 1.0000 20.000 1.1828 0.15740 0.15159 -0.0421 0.0140 1.0000 20.500 1.1790 0.16532 0.15965 -0.0459 0.0125 1.0000 21.000 1.1769 0.17305 0.16760 -0.0498 0.0109 1.0000 21.500 1.1740 0.18102 0.17577 -0.0541 0.0095 1.0000 22.000 1.1746 0.18815 0.18308 -0.0584 0.0089 1.0000 22.500 1.1768 0.19495 0.19004 -0.0627 0.0081 1.0000 23.000 1.1785 0.20208 0.19733 -0.0673 0.0074 1.0000 23.500 1.1813 0.20922 0.20461 -0.0718 0.0069 1.0000 24.000 1.1877 0.21564 0.21115 -0.0759 0.0065 1.0000 24.500 1.1947 0.22201 0.21764 -0.0799 0.0062 1.0000 25.000 1.1999 0.22901 0.22479 -0.0844 0.0058 1.0000 25.500 1.2003 0.23758 0.23349 -0.0896 0.0054 1.0000 26.000 1.2020 0.24596 0.24197 -0.0947 0.0050 1.0000 26.500 1.2024 0.25481 0.25097 -0.0998 0.0046 1.0000 27.000 1.1955 0.26658 0.26296 -0.1060 0.0044 1.0000 27.500 1.1861 0.28006 0.27666 -0.1127 0.0044 1.0000 28.000 1.1716 0.29694 0.29377 -0.1202 0.0044 1.0000