XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 63-110 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6710 0.00947 0.00389 -0.1548 0.7564 0.6706 0.500 0.7264 0.00960 0.00399 -0.1541 0.7400 0.6992 1.000 0.7812 0.00970 0.00409 -0.1535 0.7222 0.7212 1.500 0.8354 0.00980 0.00418 -0.1527 0.7017 0.7423 2.000 0.8886 0.00991 0.00422 -0.1516 0.6759 0.7636 2.500 0.9415 0.01003 0.00439 -0.1507 0.6518 0.7844 3.000 0.9936 0.01016 0.00460 -0.1496 0.6268 0.8070 3.500 1.0432 0.01030 0.00480 -0.1479 0.5957 0.8357 4.000 1.0806 0.01060 0.00481 -0.1437 0.5119 0.8801 4.500 1.1153 0.01139 0.00512 -0.1395 0.4195 1.0000 5.000 1.1606 0.01262 0.00583 -0.1381 0.3257 1.0000 5.500 1.1999 0.01432 0.00688 -0.1359 0.2188 1.0000 6.000 1.2329 0.01660 0.00835 -0.1328 0.1022 1.0000 6.500 1.2730 0.01809 0.00959 -0.1306 0.0631 1.0000 7.000 1.3097 0.01971 0.01097 -0.1279 0.0308 1.0000 7.500 1.3495 0.02090 0.01218 -0.1255 0.0240 1.0000 8.000 1.3852 0.02216 0.01345 -0.1224 0.0160 1.0000 8.500 1.4084 0.02401 0.01529 -0.1176 0.0030 1.0000 9.000 1.4354 0.02563 0.01708 -0.1135 0.0027 1.0000 9.500 1.4595 0.02753 0.01917 -0.1094 0.0026 1.0000 10.000 1.4802 0.02981 0.02166 -0.1053 0.0026 1.0000 10.500 1.4976 0.03252 0.02461 -0.1015 0.0026 1.0000 11.000 1.5121 0.03574 0.02808 -0.0981 0.0026 1.0000 11.500 1.5238 0.03949 0.03210 -0.0951 0.0026 1.0000 12.000 1.5324 0.04389 0.03679 -0.0926 0.0027 1.0000 12.500 1.5371 0.04908 0.04228 -0.0908 0.0027 1.0000 13.000 1.5394 0.05492 0.04843 -0.0897 0.0027 1.0000 13.500 1.5389 0.06157 0.05538 -0.0896 0.0028 1.0000 14.000 1.5343 0.06933 0.06346 -0.0904 0.0028 1.0000 14.500 1.5264 0.07828 0.07273 -0.0924 0.0029 1.0000 15.000 1.5144 0.08862 0.08340 -0.0958 0.0029 1.0000 15.500 1.4982 0.10052 0.09563 -0.1006 0.0030 1.0000 16.000 1.4789 0.11375 0.10919 -0.1069 0.0031 1.0000 16.500 1.4574 0.12807 0.12384 -0.1145 0.0031 1.0000 17.000 1.4355 0.14303 0.13911 -0.1231 0.0031 1.0000 17.500 1.4146 0.15832 0.15469 -0.1326 0.0032 1.0000 18.000 1.3959 0.17343 0.17005 -0.1423 0.0032 1.0000 18.500 1.3798 0.18821 0.18506 -0.1522 0.0033 1.0000 19.000 1.3695 0.20161 0.19863 -0.1612 0.0033 1.0000 19.500 1.3638 0.21384 0.21100 -0.1696 0.0034 1.0000 20.000 1.3618 0.22507 0.22236 -0.1774 0.0035 1.0000 20.500 1.3633 0.23507 0.23248 -0.1844 0.0036 1.0000 21.000 1.3626 0.24625 0.24379 -0.1923 0.0036 1.0000 21.500 1.3615 0.25789 0.25554 -0.2004 0.0037 1.0000 22.000 1.3558 0.27248 0.27028 -0.2100 0.0038 1.0000