XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX M2 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.7195 0.01281 0.00348 -0.0966 0.1672 0.0476 2.000 0.7748 0.01287 0.00332 -0.0962 0.1411 0.0506 2.500 0.8292 0.01320 0.00333 -0.0958 0.1010 0.0546 3.000 0.8832 0.01365 0.00349 -0.0952 0.0791 0.0562 3.500 0.9395 0.01370 0.00370 -0.0951 0.0724 0.2447 4.000 0.9962 0.01361 0.00402 -0.0953 0.0686 0.5055 4.500 1.0409 0.01302 0.00440 -0.0926 0.0670 1.0000 5.000 1.0952 0.01342 0.00472 -0.0921 0.0668 1.0000 5.500 1.1490 0.01385 0.00511 -0.0915 0.0666 1.0000 6.000 1.2024 0.01432 0.00556 -0.0909 0.0665 1.0000 6.500 1.2552 0.01482 0.00613 -0.0903 0.0663 1.0000 7.000 1.3076 0.01535 0.00670 -0.0896 0.0663 1.0000 7.500 1.3593 0.01592 0.00731 -0.0888 0.0661 1.0000 8.000 1.4104 0.01652 0.00798 -0.0880 0.0657 1.0000 8.500 1.4607 0.01717 0.00877 -0.0871 0.0650 1.0000 9.000 1.5101 0.01787 0.00958 -0.0861 0.0646 1.0000 9.500 1.5585 0.01863 0.01047 -0.0850 0.0644 1.0000 10.000 1.6057 0.01945 0.01144 -0.0837 0.0641 1.0000 10.500 1.6514 0.02035 0.01249 -0.0823 0.0638 1.0000 11.000 1.6951 0.02136 0.01374 -0.0806 0.0635 1.0000 11.500 1.7366 0.02246 0.01504 -0.0787 0.0631 1.0000 12.000 1.7753 0.02368 0.01647 -0.0765 0.0626 1.0000 12.500 1.8105 0.02501 0.01802 -0.0739 0.0618 1.0000 13.000 1.8390 0.02648 0.01976 -0.0703 0.0610 1.0000 13.500 1.8603 0.02823 0.02176 -0.0661 0.0600 1.0000 14.000 1.8770 0.03037 0.02415 -0.0619 0.0586 1.0000 14.500 1.8896 0.03306 0.02710 -0.0583 0.0567 1.0000 15.000 1.8939 0.03684 0.03117 -0.0553 0.0559 1.0000 15.500 1.8927 0.04189 0.03636 -0.0541 0.0514 1.0000 16.000 1.8780 0.04964 0.04435 -0.0553 0.0504 1.0000 16.500 1.8453 0.06112 0.05614 -0.0594 0.0497 1.0000 17.000 1.7877 0.07742 0.07278 -0.0664 0.0492 1.0000 17.500 1.7330 0.09363 0.08940 -0.0736 0.0496 1.0000 19.000 1.5857 0.14213 0.13864 -0.0982 0.0483 1.0000 19.500 1.5767 0.15130 0.14807 -0.1032 0.0484 1.0000 20.000 1.5581 0.16260 0.15968 -0.1099 0.0489 1.0000 20.500 1.5344 0.17489 0.17184 -0.1183 0.0449 1.0000 21.000 1.5110 0.18770 0.18532 -0.1269 0.0491 1.0000 21.500 1.4773 0.20396 0.20181 -0.1375 0.0479 1.0000 22.000 1.5000 0.20646 0.20416 -0.1393 0.0442 1.0000 22.500 1.4779 0.22115 0.21909 -0.1484 0.0431 1.0000