XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 66-17A-175 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 0.4802 0.01213 0.00490 -0.0953 0.4922 0.5379 0.500 0.5371 0.01244 0.00510 -0.0958 0.4869 0.5413 1.000 0.5927 0.01243 0.00510 -0.0960 0.4837 0.5448 1.500 0.6485 0.01251 0.00518 -0.0963 0.4799 0.5482 2.000 0.7044 0.01262 0.00526 -0.0966 0.4758 0.5512 2.500 0.7599 0.01266 0.00531 -0.0969 0.4720 0.5549 3.000 0.8156 0.01287 0.00554 -0.0972 0.4684 0.5590 3.500 0.8709 0.01329 0.00601 -0.0976 0.4648 0.5637 4.000 0.9250 0.01349 0.00631 -0.0977 0.4624 0.5688 4.500 0.9790 0.01374 0.00667 -0.0977 0.4594 0.5736 5.000 1.0325 0.01394 0.00703 -0.0978 0.4564 0.5799 5.500 1.0862 0.01422 0.00743 -0.0978 0.4535 0.5862 6.000 1.1402 0.01445 0.00773 -0.0979 0.4500 0.5930 6.500 1.1887 0.01423 0.00764 -0.0968 0.4395 0.6020 7.000 1.2383 0.01417 0.00773 -0.0959 0.4324 0.6131 7.500 1.2849 0.01403 0.00770 -0.0944 0.4213 0.6269 8.000 1.3270 0.01376 0.00766 -0.0920 0.4076 0.6474 8.500 1.3636 0.01370 0.00783 -0.0887 0.3871 0.6885 9.000 1.3579 0.01470 0.00893 -0.0785 0.2882 1.0000 9.500 1.2961 0.01889 0.01259 -0.0621 0.1927 1.0000 10.000 1.2409 0.02534 0.01885 -0.0531 0.1336 1.0000 10.500 1.1930 0.03416 0.02757 -0.0499 0.0852 1.0000 11.000 1.1442 0.04367 0.03694 -0.0476 0.0389 1.0000 11.500 1.1045 0.05276 0.04596 -0.0461 0.0083 1.0000 12.000 1.0949 0.05936 0.05272 -0.0455 0.0055 1.0000 12.500 1.0965 0.06494 0.05845 -0.0452 0.0049 1.0000 13.000 1.0959 0.07092 0.06457 -0.0451 0.0044 1.0000 13.500 1.0927 0.07735 0.07112 -0.0453 0.0040 1.0000 14.000 1.0861 0.08435 0.07824 -0.0455 0.0039 1.0000 14.500 1.0873 0.09055 0.08457 -0.0460 0.0037 1.0000 15.000 1.0920 0.09628 0.09040 -0.0465 0.0037 1.0000 15.500 1.0996 0.10155 0.09576 -0.0468 0.0036 1.0000 16.000 1.1129 0.10585 0.10016 -0.0468 0.0036 1.0000 16.500 1.1329 0.10900 0.10340 -0.0463 0.0036 1.0000 17.000 1.1571 0.11139 0.10591 -0.0453 0.0037 1.0000 17.500 1.1870 0.11283 0.10749 -0.0436 0.0038 1.0000 18.000 1.2112 0.11582 0.11064 -0.0432 0.0040 1.0000 18.500 1.0985 0.12976 0.12605 -0.0594 0.0057 1.0000