XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-258 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4466 0.01910 0.01007 -0.0472 0.4168 0.0388 1.000 0.5090 0.01898 0.00984 -0.0488 0.4138 0.0471 1.500 0.5718 0.01872 0.00968 -0.0505 0.4084 0.0665 2.000 0.6323 0.01880 0.00985 -0.0521 0.4025 0.0886 2.500 0.6992 0.01751 0.00879 -0.0547 0.3980 0.2020 4.500 0.9527 0.01593 0.00841 -0.0625 0.3711 0.6582 5.000 1.0095 0.01633 0.00899 -0.0627 0.3687 0.6734 5.500 1.0667 0.01679 0.00955 -0.0631 0.3648 0.6848 6.000 1.1245 0.01716 0.00996 -0.0639 0.3570 0.6936 7.000 1.2312 0.01758 0.01026 -0.0645 0.3298 0.7072 7.500 1.2786 0.01826 0.01080 -0.0644 0.3147 0.7109 8.000 1.3279 0.01883 0.01140 -0.0647 0.3059 0.7135 9.500 1.2225 0.04088 0.03352 -0.0557 0.2121 0.7186 10.000 1.1696 0.05177 0.04461 -0.0552 0.2063 0.7194 10.500 1.1198 0.06246 0.05547 -0.0549 0.2001 0.7199 11.000 1.0750 0.07322 0.06623 -0.0552 0.1697 0.7204 11.500 1.0282 0.08463 0.07760 -0.0557 0.1505 0.7207 12.500 0.9665 0.10503 0.09770 -0.0580 0.0685 0.7212 13.000 0.9696 0.11118 0.10373 -0.0593 0.0386 0.7215 13.500 0.9814 0.11624 0.10879 -0.0606 0.0265 0.7219 14.000 0.9817 0.12311 0.11563 -0.0623 0.0229 0.7226 14.500 0.9982 0.12777 0.12040 -0.0640 0.0171 0.7234 15.000 1.0081 0.13340 0.12603 -0.0658 0.0080 0.7241 15.500 1.0172 0.13926 0.13198 -0.0679 0.0043 0.7248 16.000 1.0113 0.14728 0.13990 -0.0705 0.0011 0.7254 17.000 1.0723 0.15235 0.14502 -0.0738 0.0004 0.7274 17.500 1.0930 0.15627 0.14899 -0.0758 0.0004 0.7285 18.000 1.1128 0.16030 0.15304 -0.0780 0.0004 0.7296 18.500 1.1299 0.16473 0.15751 -0.0803 0.0004 0.7308 19.000 1.1391 0.17048 0.16334 -0.0832 0.0004 0.7320 19.500 1.1548 0.17498 0.16790 -0.0858 0.0004 0.7343 20.000 1.1715 0.17905 0.17201 -0.0886 0.0004 0.7368 20.500 1.1874 0.18327 0.17630 -0.0915 0.0004 0.7394 21.000 1.1966 0.18874 0.18185 -0.0949 0.0004 0.7419 21.500 1.2122 0.19318 0.18633 -0.0979 0.0004 0.7442 22.000 1.2302 0.19720 0.19038 -0.1009 0.0004 0.7468 22.500 1.2482 0.20126 0.19446 -0.1039 0.0004 0.7495 23.000 1.2652 0.20553 0.19880 -0.1070 0.0004 0.7542 23.500 1.2805 0.21019 0.20357 -0.1103 0.0004 0.7615 24.000 1.2884 0.21639 0.20992 -0.1143 0.0004 0.7693 25.000 1.3107 0.22770 0.22155 -0.1220 0.0003 0.8042 25.500 1.3171 0.23272 0.22698 -0.1246 0.0003 1.0000 26.000 1.3224 0.23987 0.23421 -0.1291 0.0003 1.0000 26.500 1.3351 0.24528 0.23967 -0.1329 0.0003 1.0000 27.000 1.3479 0.25063 0.24506 -0.1367 0.0003 1.0000 27.500 1.3590 0.25635 0.25083 -0.1407 0.0004 1.0000 28.000 1.3676 0.26271 0.25727 -0.1449 0.0004 1.0000 28.500 1.3680 0.27132 0.26599 -0.1499 0.0004 1.0000 29.000 1.3725 0.27894 0.27371 -0.1546 0.0004 1.0000 29.500 1.3751 0.28715 0.28205 -0.1595 0.0004 1.0000 30.000 1.3747 0.29636 0.29139 -0.1646 0.0004 1.0000 30.500 1.3815 0.30345 0.29856 -0.1691 0.0004 1.0000 31.000 1.3875 0.31074 0.30595 -0.1735 0.0004 1.0000 31.500 1.3907 0.31896 0.31428 -0.1783 0.0004 1.0000 32.000 1.3834 0.33076 0.32626 -0.1841 0.0004 1.0000