XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 60-177 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 0.4782 0.01034 0.00571 -0.1126 0.8107 0.7172 0.500 0.5359 0.01020 0.00550 -0.1131 0.7941 0.7236 1.000 0.5774 0.01025 0.00558 -0.1098 0.7746 0.7278 1.500 0.6229 0.01033 0.00565 -0.1075 0.7546 0.7328 2.000 0.6724 0.01037 0.00561 -0.1063 0.7294 0.7391 2.500 0.7235 0.01041 0.00551 -0.1057 0.6987 0.7445 3.000 0.7569 0.01062 0.00566 -0.1011 0.6608 0.7485 3.500 0.7898 0.01103 0.00592 -0.0965 0.6155 0.7526 4.000 0.8228 0.01161 0.00631 -0.0923 0.5654 0.7580 4.500 0.8578 0.01232 0.00677 -0.0890 0.5161 0.7640 5.000 0.8910 0.01298 0.00725 -0.0853 0.4681 0.7680 5.500 0.9110 0.01406 0.00801 -0.0793 0.3993 0.7717 6.000 0.9360 0.01524 0.00886 -0.0747 0.3378 0.7759 6.500 0.9745 0.01610 0.00959 -0.0726 0.3004 0.7806 7.000 1.0069 0.01741 0.01056 -0.0699 0.2440 0.7856 7.500 1.0413 0.01851 0.01146 -0.0675 0.2031 0.7892 8.000 1.0729 0.01968 0.01249 -0.0646 0.1726 0.7928 8.500 1.1086 0.02079 0.01355 -0.0625 0.1498 0.7967 9.000 1.1425 0.02211 0.01478 -0.0604 0.1278 0.8016 9.500 1.1690 0.02412 0.01650 -0.0578 0.0857 0.8059 10.000 1.1936 0.02606 0.01831 -0.0549 0.0576 0.8098 10.500 1.2186 0.02796 0.02020 -0.0521 0.0416 0.8134 11.000 1.2414 0.03021 0.02243 -0.0494 0.0283 0.8171 11.500 1.2469 0.03406 0.02620 -0.0457 0.0014 0.8210 12.000 1.2735 0.03652 0.02879 -0.0444 0.0010 0.8248 12.500 1.2970 0.03920 0.03163 -0.0430 0.0009 0.8282 13.000 1.3154 0.04222 0.03485 -0.0412 0.0009 0.8318 13.500 1.3313 0.04571 0.03854 -0.0397 0.0008 0.8360 14.000 1.3456 0.04977 0.04281 -0.0389 0.0008 0.8401 14.500 1.3572 0.05452 0.04776 -0.0388 0.0008 0.8437 15.000 1.3642 0.05989 0.05337 -0.0389 0.0008 0.8468 15.500 1.3666 0.06601 0.05975 -0.0394 0.0008 0.8500 16.000 1.3647 0.07320 0.06721 -0.0408 0.0008 0.8533 16.500 1.3590 0.08149 0.07578 -0.0433 0.0008 0.8564 17.000 1.3495 0.09096 0.08553 -0.0469 0.0008 0.8592 17.500 1.3362 0.10154 0.09640 -0.0516 0.0008 0.8617 18.000 1.3189 0.11293 0.10810 -0.0571 0.0008 0.8642 18.500 1.2989 0.12498 0.12044 -0.0633 0.0008 0.8667 19.000 1.2782 0.13745 0.13320 -0.0703 0.0008 0.8692 19.500 1.2586 0.15004 0.14605 -0.0779 0.0008 0.8718 20.000 1.2401 0.16267 0.15892 -0.0860 0.0008 0.8748 20.500 1.2225 0.17547 0.17196 -0.0946 0.0008 0.8780 21.000 1.2070 0.18762 0.18433 -0.1028 0.0008 0.8814 21.500 1.1924 0.19969 0.19661 -0.1110 0.0008 0.8850 22.000 1.1808 0.21147 0.20856 -0.1193 0.0009 0.8891 22.500 1.1736 0.22261 0.21985 -0.1275 0.0009 0.8935 23.000 1.1688 0.23271 0.23009 -0.1347 0.0009 0.8982 23.500 1.1684 0.24164 0.23914 -0.1413 0.0009 0.9042 24.000 1.1727 0.24955 0.24712 -0.1475 0.0009 0.9109 24.500 1.1772 0.25639 0.25406 -0.1526 0.0009 0.9197 25.000 1.1819 0.26268 0.26044 -0.1572 0.0009 0.9318 25.500 1.1792 0.26680 0.26465 -0.1587 0.0010 1.0000 26.000 1.1914 0.27378 0.27170 -0.1657 0.0010 1.0000 26.500 1.2013 0.28098 0.27896 -0.1726 0.0010 1.0000 27.000 1.2089 0.28852 0.28658 -0.1794 0.0010 1.0000 27.500 1.2128 0.29720 0.29536 -0.1866 0.0011 1.0000 28.000 1.2155 0.30658 0.30484 -0.1938 0.0011 1.0000