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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.5094 0.00806 0.00235 -0.1163 0.6948 0.5180 1.000 0.6205 0.00838 0.00246 -0.1155 0.6327 0.5512 1.500 0.6747 0.00862 0.00258 -0.1149 0.5984 0.5689 2.000 0.7298 0.00881 0.00276 -0.1145 0.5696 0.5872 2.500 0.7847 0.00904 0.00297 -0.1141 0.5438 0.6059 3.000 0.8387 0.00931 0.00321 -0.1136 0.5148 0.6254 3.500 0.8922 0.00959 0.00347 -0.1130 0.4840 0.6472 4.000 0.9455 0.00988 0.00379 -0.1124 0.4547 0.6732 4.500 0.9974 0.01024 0.00415 -0.1115 0.4237 0.7051 5.000 1.0488 0.01056 0.00457 -0.1106 0.3919 0.7461 5.500 1.0960 0.01090 0.00505 -0.1089 0.3560 0.8216 6.000 1.1386 0.01126 0.00547 -0.1062 0.3180 1.0000 6.500 1.1865 0.01209 0.00612 -0.1050 0.2770 1.0000 7.000 1.2311 0.01312 0.00690 -0.1033 0.2244 1.0000 7.500 1.2724 0.01434 0.00785 -0.1012 0.1782 1.0000 8.500 1.3521 0.01665 0.00995 -0.0964 0.1227 1.0000 9.000 1.3882 0.01784 0.01107 -0.0935 0.1021 1.0000 9.500 1.4157 0.01914 0.01234 -0.0891 0.0877 1.0000 10.000 1.4409 0.02047 0.01371 -0.0846 0.0768 1.0000 10.500 1.4653 0.02192 0.01518 -0.0803 0.0668 1.0000 11.000 1.4842 0.02381 0.01708 -0.0758 0.0590 1.0000 11.500 1.4982 0.02619 0.01953 -0.0714 0.0531 1.0000 12.000 1.5158 0.02853 0.02203 -0.0679 0.0485 1.0000 12.500 1.5294 0.03139 0.02504 -0.0647 0.0448 1.0000 13.000 1.5429 0.03449 0.02826 -0.0620 0.0415 1.0000 13.500 1.5563 0.03788 0.03183 -0.0599 0.0387 1.0000 14.000 1.5654 0.04196 0.03603 -0.0584 0.0359 1.0000 14.500 1.5762 0.04617 0.04043 -0.0575 0.0329 1.0000 15.000 1.5798 0.05155 0.04599 -0.0572 0.0305 1.0000 15.500 1.5818 0.05757 0.05221 -0.0577 0.0285 1.0000 16.000 1.5791 0.06467 0.05952 -0.0590 0.0264 1.0000 16.500 1.5759 0.07234 0.06741 -0.0611 0.0243 1.0000 17.000 1.5691 0.08100 0.07632 -0.0641 0.0222 1.0000 17.500 1.5590 0.09070 0.08623 -0.0680 0.0195 1.0000 18.000 1.5472 0.10107 0.09683 -0.0726 0.0149 1.0000 18.500 1.5199 0.11486 0.11078 -0.0795 0.0093 1.0000 19.000 1.4851 0.13067 0.12683 -0.0884 0.0073 1.0000 19.500 1.4532 0.14641 0.14284 -0.0979 0.0064 1.0000 20.000 1.4238 0.16197 0.15867 -0.1078 0.0060 1.0000 20.500 1.3953 0.17772 0.17466 -0.1184 0.0058 1.0000 21.000 1.3681 0.19354 0.19072 -0.1293 0.0057 1.0000 21.500 1.3422 0.20951 0.20691 -0.1405 0.0057 1.0000 22.000 1.3170 0.22597 0.22354 -0.1521 0.0055 1.0000 22.500 1.3004 0.24060 0.23826 -0.1623 0.0052 1.0000 23.000 1.2958 0.25173 0.24948 -0.1702 0.0048 1.0000 23.500 1.2975 0.26089 0.25871 -0.1768 0.0044 1.0000 24.000 1.3019 0.26899 0.26684 -0.1829 0.0041 1.0000 24.500 1.3128 0.27438 0.27220 -0.1875 0.0037 1.0000 25.000 1.3157 0.28314 0.28107 -0.1940 0.0036 1.0000 25.500 1.3064 0.29785 0.29593 -0.2033 0.0036 1.0000