XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 72-MS-150A 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 1.1062 0.01216 0.00578 -0.2219 0.5834 0.5886 1.500 1.1617 0.01242 0.00599 -0.2221 0.5799 0.6063 2.000 1.2173 0.01268 0.00621 -0.2225 0.5767 0.6183 2.500 1.2740 0.01307 0.00655 -0.2233 0.5732 0.6279 3.000 1.3291 0.01347 0.00699 -0.2237 0.5704 0.6372 3.500 1.3825 0.01377 0.00736 -0.2239 0.5680 0.6474 4.000 1.4354 0.01409 0.00778 -0.2240 0.5654 0.6595 4.500 1.4882 0.01439 0.00817 -0.2240 0.5621 0.6736 5.000 1.5413 0.01466 0.00854 -0.2241 0.5586 0.6916 5.500 1.5949 0.01497 0.00895 -0.2244 0.5555 0.7138 6.000 1.6495 0.01547 0.00957 -0.2249 0.5514 0.7483 6.500 1.6904 0.01539 0.00995 -0.2226 0.5460 1.0000 7.000 1.7360 0.01551 0.01012 -0.2213 0.5387 1.0000 7.500 1.7871 0.01571 0.01026 -0.2209 0.5301 1.0000 8.500 1.8487 0.01618 0.01098 -0.2127 0.5128 1.0000 9.000 1.8640 0.01668 0.01159 -0.2058 0.5020 1.0000 9.500 1.8731 0.01748 0.01238 -0.1984 0.4865 1.0000 10.000 1.8687 0.01921 0.01420 -0.1899 0.4658 1.0000 10.500 1.8487 0.02252 0.01751 -0.1806 0.4230 1.0000 11.000 1.7987 0.02900 0.02373 -0.1698 0.3617 1.0000 11.500 1.7425 0.03779 0.03229 -0.1609 0.3080 1.0000 12.000 1.6857 0.04837 0.04264 -0.1543 0.2531 1.0000 12.500 1.6351 0.05968 0.05369 -0.1499 0.1949 1.0000 13.000 1.5895 0.07146 0.06509 -0.1470 0.1267 1.0000 13.500 1.5489 0.08355 0.07672 -0.1455 0.0528 1.0000 14.000 1.5364 0.09234 0.08534 -0.1449 0.0201 1.0000 14.500 1.5439 0.09850 0.09160 -0.1447 0.0170 1.0000 15.000 1.5512 0.10474 0.09798 -0.1448 0.0156 1.0000 15.500 1.5599 0.11081 0.10421 -0.1450 0.0148 1.0000 16.000 1.5658 0.11733 0.11088 -0.1456 0.0143 1.0000 16.500 1.5710 0.12396 0.11765 -0.1464 0.0139 1.0000 17.000 1.5723 0.13118 0.12501 -0.1476 0.0135 1.0000 17.500 1.5735 0.13825 0.13221 -0.1489 0.0132 1.0000 18.000 1.5802 0.14439 0.13849 -0.1503 0.0131 1.0000 18.500 1.5901 0.14977 0.14400 -0.1516 0.0129 1.0000 19.000 1.6013 0.15478 0.14913 -0.1528 0.0127 1.0000 19.500 1.6150 0.15913 0.15359 -0.1539 0.0125 1.0000 20.000 1.6320 0.16265 0.15722 -0.1547 0.0123 1.0000 20.500 1.6516 0.16551 0.16019 -0.1553 0.0122 1.0000 21.000 1.6729 0.16787 0.16268 -0.1557 0.0122 1.0000 21.500 1.6944 0.17004 0.16502 -0.1560 0.0122 1.0000 22.000 1.7134 0.17258 0.16778 -0.1567 0.0123 1.0000 22.500 1.7242 0.17667 0.17213 -0.1584 0.0123 1.0000 23.000 1.7294 0.18181 0.17757 -0.1609 0.0123 1.0000 23.500 1.7285 0.18800 0.18408 -0.1642 0.0125 1.0000 24.000 1.7198 0.19582 0.19225 -0.1689 0.0126 1.0000 24.500 1.7055 0.20491 0.20167 -0.1747 0.0127 1.0000 25.000 1.6873 0.21504 0.21212 -0.1817 0.0129 1.0000 25.500 1.6754 0.22355 0.22087 -0.1880 0.0131 1.0000