XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 66-17AII-182 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 0.4195 0.01196 0.00525 -0.0862 0.5267 0.6314 0.500 0.4782 0.01214 0.00533 -0.0871 0.5235 0.6391 1.000 0.5359 0.01246 0.00563 -0.0879 0.5196 0.6470 1.500 0.5935 0.01261 0.00584 -0.0887 0.5171 0.6550 2.000 0.6513 0.01276 0.00599 -0.0895 0.5137 0.6621 2.500 0.7085 0.01285 0.00616 -0.0902 0.5104 0.6694 3.000 0.7660 0.01304 0.00640 -0.0909 0.5073 0.6775 3.500 0.8240 0.01327 0.00661 -0.0918 0.5043 0.6846 4.000 0.8813 0.01350 0.00688 -0.0926 0.5009 0.6920 4.500 0.9374 0.01397 0.00745 -0.0933 0.4976 0.6999 5.500 1.0486 0.01445 0.00824 -0.0944 0.4914 0.7154 6.000 1.1045 0.01469 0.00860 -0.0950 0.4877 0.7244 6.500 1.1609 0.01493 0.00893 -0.0957 0.4845 0.7332 7.000 1.2176 0.01520 0.00928 -0.0964 0.4803 0.7432 7.500 1.2699 0.01526 0.00955 -0.0963 0.4738 0.7539 8.000 1.3245 0.01475 0.00916 -0.0963 0.4643 0.7665 8.500 1.3770 0.01473 0.00929 -0.0961 0.4558 0.7800 9.000 1.4268 0.01441 0.00916 -0.0954 0.4433 0.7985 9.500 1.4727 0.01429 0.00931 -0.0941 0.4259 0.8253 10.000 1.5125 0.01428 0.00963 -0.0918 0.3942 1.0002 10.500 1.5059 0.01683 0.01170 -0.0836 0.3071 1.0002 11.500 1.3919 0.03498 0.02925 -0.0719 0.1628 1.0002 12.000 1.3375 0.04545 0.03957 -0.0690 0.1165 1.0002 12.500 1.2901 0.05550 0.04942 -0.0666 0.0723 1.0002 13.000 1.2669 0.06365 0.05747 -0.0654 0.0489 1.0002 13.500 1.2588 0.07047 0.06432 -0.0648 0.0394 1.0002 14.000 1.2554 0.07689 0.07080 -0.0644 0.0338 1.0002 14.500 1.2551 0.08305 0.07703 -0.0642 0.0296 1.0002 15.000 1.2554 0.08924 0.08329 -0.0642 0.0259 1.0002 15.500 1.2584 0.09516 0.08929 -0.0644 0.0226 1.0002 16.000 1.2616 0.10113 0.09535 -0.0648 0.0199 1.0002 16.500 1.2641 0.10721 0.10153 -0.0653 0.0180 1.0002 17.000 1.2657 0.11344 0.10780 -0.0661 0.0164 1.0002 17.500 1.2739 0.11881 0.11332 -0.0668 0.0149 1.0002 18.000 1.2780 0.12462 0.11916 -0.0678 0.0138 1.0002 18.500 1.2880 0.12976 0.12447 -0.0689 0.0126 1.0002 19.000 1.2956 0.13523 0.13000 -0.0704 0.0116 1.0002 19.500 1.3046 0.14035 0.13527 -0.0717 0.0106 1.0002 20.000 1.3139 0.14560 0.14065 -0.0735 0.0098 1.0002 20.500 1.3231 0.15065 0.14575 -0.0754 0.0092 1.0002 21.000 1.3315 0.15594 0.15125 -0.0774 0.0087 1.0002 21.500 1.3384 0.16159 0.15711 -0.0799 0.0082 1.0002 22.000 1.3425 0.16787 0.16359 -0.0831 0.0078 1.0002 22.500 1.3459 0.17436 0.17025 -0.0868 0.0075 1.0002 23.000 1.3493 0.18081 0.17684 -0.0907 0.0073 1.0002 23.500 1.3477 0.18817 0.18440 -0.0954 0.0072 1.0002 24.000 1.3351 0.19855 0.19511 -0.1024 0.0071 1.0002 24.500 1.3181 0.21078 0.20769 -0.1112 0.0070 1.0002 25.000 1.2929 0.22605 0.22332 -0.1226 0.0070 1.0002 27.000 1.2021 0.32862 0.32644 -0.1846 0.0118 1.0002 27.500 1.2165 0.33256 0.33040 -0.1886 0.0115 1.0002 28.000 1.2309 0.33732 0.33517 -0.1925 0.0113 1.0002 28.500 1.2428 0.34856 0.34639 -0.2020 0.0100 1.0002 29.000 1.2560 0.35354 0.35139 -0.2071 0.0095 1.0002 29.500 1.2689 0.35711 0.35498 -0.2112 0.0092 1.0002 30.000 1.2823 0.36619 0.36404 -0.2188 0.0087 1.0002 30.500 1.2953 0.37209 0.36995 -0.2245 0.0079 1.0002 31.000 1.3075 0.37693 0.37481 -0.2298 0.0075 1.0002 31.500 1.3193 0.38102 0.37893 -0.2349 0.0073 1.0002 32.000 1.3305 0.38413 0.38206 -0.2386 0.0071 1.0002 32.500 1.3441 0.39325 0.39117 -0.2471 0.0066 1.0002 33.000 1.3558 0.39833 0.39625 -0.2528 0.0062 1.0002 33.500 1.3664 0.40272 0.40067 -0.2583 0.0058 1.0002 34.000 1.3762 0.40645 0.40442 -0.2636 0.0055 1.0002 34.500 1.3853 0.40970 0.40769 -0.2685 0.0054 1.0002 35.000 1.3950 0.41421 0.41221 -0.2739 0.0053 1.0002 35.500 1.4087 0.42139 0.41939 -0.2815 0.0048 1.0002 36.000 1.4181 0.42508 0.42309 -0.2872 0.0045 1.0002 36.500 1.4268 0.42837 0.42641 -0.2929 0.0042 1.0002 37.000 1.4350 0.43122 0.42928 -0.2986 0.0040 1.0002 37.500 1.4423 0.43386 0.43194 -0.3042 0.0039 1.0002