XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-153 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 0.2684 0.01381 0.00489 -0.0185 0.3994 0.0359 1.000 0.3806 0.01373 0.00503 -0.0184 0.3965 0.0895 1.500 0.4328 0.01309 0.00504 -0.0179 0.3938 0.3048 2.000 0.4850 0.01265 0.00512 -0.0174 0.3909 0.4896 3.000 0.6442 0.01205 0.00587 -0.0267 0.3851 0.9812 3.500 0.7628 0.01227 0.00604 -0.0401 0.3813 1.0000 4.000 0.8148 0.01255 0.00626 -0.0394 0.3778 1.0000 4.500 0.8655 0.01332 0.00701 -0.0389 0.3724 1.0000 5.000 0.9166 0.01366 0.00739 -0.0382 0.3696 1.0000 5.500 0.9683 0.01364 0.00740 -0.0374 0.3666 1.0000 6.000 1.0203 0.01334 0.00711 -0.0366 0.3597 1.0000 6.500 1.0722 0.01294 0.00658 -0.0358 0.3499 1.0000 7.000 1.1216 0.01338 0.00692 -0.0349 0.3394 1.0000 7.500 1.1730 0.01324 0.00686 -0.0342 0.3361 1.0000 8.000 1.2241 0.01319 0.00689 -0.0335 0.3266 1.0000 8.500 1.2714 0.01311 0.00651 -0.0322 0.2878 1.0000 9.000 1.3050 0.01447 0.00752 -0.0296 0.2330 1.0000 9.500 1.3390 0.01573 0.00864 -0.0269 0.2004 1.0000 10.000 1.3618 0.01752 0.01025 -0.0228 0.1696 1.0000 10.500 1.3680 0.01994 0.01249 -0.0170 0.1296 1.0000 11.000 1.3580 0.02297 0.01553 -0.0103 0.1011 1.0000 11.500 1.3424 0.02927 0.02193 -0.0100 0.0857 1.0000 12.000 1.3233 0.03784 0.03068 -0.0124 0.0695 1.0000 12.500 1.2914 0.04727 0.04029 -0.0138 0.0633 1.0000 13.000 1.2588 0.05652 0.04966 -0.0148 0.0568 1.0000 13.500 1.2381 0.06453 0.05779 -0.0158 0.0504 1.0000 14.500 1.2022 0.08142 0.07486 -0.0189 0.0320 1.0000 15.000 1.1907 0.08919 0.08272 -0.0205 0.0260 1.0000 15.500 1.1912 0.09539 0.08896 -0.0217 0.0167 1.0000 16.000 1.1967 0.10102 0.09462 -0.0229 0.0149 1.0000 16.500 1.1959 0.10770 0.10140 -0.0246 0.0128 1.0000 17.000 1.1935 0.11480 0.10864 -0.0266 0.0112 1.0000 17.500 1.1966 0.12092 0.11490 -0.0284 0.0100 1.0000 18.000 1.1948 0.12788 0.12200 -0.0307 0.0095 1.0000 18.500 1.2006 0.13372 0.12799 -0.0327 0.0090 1.0000 19.000 1.2056 0.13973 0.13416 -0.0350 0.0081 1.0000 19.500 1.2025 0.14725 0.14185 -0.0381 0.0070 1.0000 20.000 1.2015 0.15451 0.14924 -0.0413 0.0058 1.0000 20.500 1.1995 0.16198 0.15686 -0.0448 0.0050 1.0000 21.000 1.1966 0.16974 0.16477 -0.0487 0.0044 1.0000 21.500 1.1993 0.17648 0.17163 -0.0523 0.0041 1.0000 22.000 1.1992 0.18383 0.17912 -0.0564 0.0039 1.0000 22.500 1.1993 0.19088 0.18631 -0.0609 0.0037 1.0000 23.000 1.2024 0.19738 0.19293 -0.0653 0.0035 1.0000 23.500 1.2020 0.20496 0.20064 -0.0702 0.0033 1.0000 24.000 1.2072 0.21148 0.20725 -0.0745 0.0030 1.0000 24.500 1.2119 0.21828 0.21414 -0.0789 0.0027 1.0000 25.000 1.2111 0.22672 0.22271 -0.0842 0.0026 1.0000 25.500 1.2122 0.23492 0.23103 -0.0893 0.0025 1.0000 26.000 1.2141 0.24313 0.23937 -0.0943 0.0024 1.0000 26.500 1.2136 0.25232 0.24870 -0.0997 0.0024 1.0000 27.000 1.2169 0.26050 0.25700 -0.1047 0.0023 1.0000 27.500 1.2193 0.26910 0.26573 -0.1098 0.0023 1.0000 28.000 1.2173 0.27952 0.27630 -0.1155 0.0023 1.0000 28.500 1.2167 0.28971 0.28664 -0.1210 0.0023 1.0000 29.000 1.2109 0.30235 0.29946 -0.1272 0.0023 1.0000 29.500 1.2047 0.31570 0.31300 -0.1334 0.0023 1.0000