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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.4947 0.01188 0.00705 -0.0391 0.5689 1.0000 2.000 0.5462 0.01207 0.00719 -0.0385 0.5657 1.0000 2.500 0.5979 0.01223 0.00730 -0.0379 0.5628 1.0000 3.000 0.6499 0.01242 0.00745 -0.0373 0.5603 1.0000 3.500 0.7017 0.01264 0.00763 -0.0367 0.5576 1.0000 4.000 0.7538 0.01319 0.00821 -0.0365 0.5540 1.0000 4.500 0.8071 0.01346 0.00859 -0.0365 0.5498 1.0000 5.000 0.8604 0.01329 0.00845 -0.0361 0.5441 1.0000 5.500 0.9157 0.01105 0.00600 -0.0339 0.5284 1.0000 6.000 0.9706 0.01044 0.00538 -0.0334 0.5180 1.0000 6.500 1.0263 0.00968 0.00461 -0.0331 0.4906 1.0000 7.000 1.0808 0.00970 0.00460 -0.0333 0.4495 1.0000 7.500 1.1203 0.01262 0.00664 -0.0343 0.2911 1.0000 8.000 1.1310 0.01809 0.01143 -0.0354 0.1556 1.0000 8.500 1.1158 0.02301 0.01617 -0.0318 0.1113 1.0000 9.000 1.1076 0.02730 0.02026 -0.0284 0.0745 1.0000 9.500 1.1151 0.03070 0.02356 -0.0262 0.0537 1.0000 10.000 1.1227 0.03420 0.02694 -0.0243 0.0305 1.0000 10.500 1.1332 0.03758 0.03028 -0.0226 0.0173 1.0000 11.000 1.1418 0.04138 0.03404 -0.0212 0.0035 1.0000 11.500 1.1595 0.04456 0.03732 -0.0202 0.0030 1.0000 12.000 1.1777 0.04782 0.04070 -0.0194 0.0028 1.0000 12.500 1.1946 0.05125 0.04428 -0.0186 0.0027 1.0000 13.000 1.2095 0.05504 0.04822 -0.0181 0.0026 1.0000 13.500 1.2241 0.05889 0.05223 -0.0176 0.0026 1.0000 14.000 1.2354 0.06329 0.05680 -0.0173 0.0026 1.0000 14.500 1.2451 0.06792 0.06161 -0.0171 0.0025 1.0000 15.000 1.2517 0.07315 0.06703 -0.0173 0.0026 1.0000 15.500 1.2550 0.07894 0.07302 -0.0177 0.0026 1.0000 16.000 1.2552 0.08536 0.07964 -0.0185 0.0026 1.0000 16.500 1.2529 0.09235 0.08682 -0.0197 0.0026 1.0000 17.000 1.2477 0.09998 0.09467 -0.0214 0.0026 1.0000 17.500 1.2407 0.10814 0.10303 -0.0235 0.0026 1.0000 18.000 1.2307 0.11697 0.11208 -0.0262 0.0027 1.0000 18.500 1.2216 0.12592 0.12124 -0.0293 0.0027 1.0000 19.000 1.2110 0.13530 0.13084 -0.0330 0.0028 1.0000 19.500 1.2021 0.14471 0.14046 -0.0371 0.0028 1.0000 20.000 1.1930 0.15432 0.15028 -0.0416 0.0029 1.0000 20.500 1.1845 0.16420 0.16037 -0.0467 0.0029 1.0000 21.000 1.1753 0.17469 0.17109 -0.0526 0.0030 1.0000 21.500 1.1656 0.18573 0.18235 -0.0591 0.0030 1.0000 22.000 1.1536 0.19791 0.19477 -0.0667 0.0031 1.0000 22.500 1.1411 0.21102 0.20810 -0.0749 0.0032 1.0000 23.000 1.1262 0.22607 0.22338 -0.0844 0.0033 1.0000 23.500 1.1029 0.24642 0.24395 -0.0964 0.0034 1.0000