XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 63-120 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 0.8005 0.01024 0.00436 -0.1833 0.7402 0.5954 0.500 0.8579 0.01036 0.00442 -0.1833 0.7258 0.6233 1.000 0.9126 0.01043 0.00456 -0.1827 0.7095 0.6554 1.500 0.9668 0.01056 0.00475 -0.1820 0.6922 0.6866 2.000 1.0203 0.01069 0.00484 -0.1811 0.6704 0.7165 2.500 1.0727 0.01083 0.00501 -0.1801 0.6495 0.7426 3.000 1.1247 0.01102 0.00526 -0.1790 0.6280 0.7696 3.500 1.1759 0.01123 0.00551 -0.1778 0.6043 0.7969 4.000 1.2174 0.01146 0.00557 -0.1744 0.5467 0.8256 4.500 1.2572 0.01191 0.00589 -0.1710 0.4918 0.8646 5.000 1.2825 0.01274 0.00631 -0.1649 0.4109 1.0000 5.500 1.3261 0.01388 0.00710 -0.1632 0.3458 1.0000 6.000 1.3525 0.01607 0.00847 -0.1588 0.2250 1.0000 6.500 1.3839 0.01787 0.00984 -0.1552 0.1567 1.0000 7.000 1.4069 0.01987 0.01141 -0.1502 0.0936 1.0000 7.500 1.4251 0.02207 0.01328 -0.1446 0.0469 1.0000 8.000 1.4487 0.02398 0.01510 -0.1401 0.0284 1.0000 8.500 1.4761 0.02569 0.01686 -0.1363 0.0225 1.0000 9.000 1.4894 0.02855 0.01968 -0.1313 0.0027 1.0000 9.500 1.5125 0.03084 0.02212 -0.1279 0.0024 1.0000 10.000 1.5332 0.03347 0.02495 -0.1246 0.0023 1.0000 10.500 1.5514 0.03652 0.02820 -0.1216 0.0023 1.0000 11.000 1.5669 0.04003 0.03194 -0.1188 0.0023 1.0000 11.500 1.5791 0.04411 0.03626 -0.1163 0.0023 1.0000 12.000 1.5885 0.04878 0.04120 -0.1143 0.0023 1.0000 12.500 1.5949 0.05410 0.04680 -0.1127 0.0023 1.0000 13.000 1.5985 0.06016 0.05314 -0.1117 0.0024 1.0000 13.500 1.5990 0.06703 0.06031 -0.1114 0.0024 1.0000 14.000 1.5956 0.07496 0.06856 -0.1120 0.0024 1.0000 14.500 1.5884 0.08400 0.07793 -0.1135 0.0025 1.0000 15.000 1.5808 0.09361 0.08786 -0.1159 0.0025 1.0000 15.500 1.5717 0.10396 0.09852 -0.1193 0.0026 1.0000 16.000 1.5596 0.11529 0.11015 -0.1238 0.0026 1.0000 16.500 1.5461 0.12723 0.12239 -0.1293 0.0026 1.0000 17.000 1.5317 0.13962 0.13508 -0.1357 0.0027 1.0000 17.500 1.5177 0.15221 0.14795 -0.1428 0.0028 1.0000 18.000 1.5031 0.16517 0.16119 -0.1507 0.0028 1.0000 18.500 1.4899 0.17801 0.17427 -0.1590 0.0029 1.0000 19.000 1.4788 0.19053 0.18700 -0.1674 0.0029 1.0000 19.500 1.4709 0.20233 0.19898 -0.1755 0.0030 1.0000 20.000 1.4673 0.21292 0.20972 -0.1830 0.0031 1.0000 20.500 1.4679 0.22227 0.21920 -0.1897 0.0032 1.0000 21.000 1.4709 0.23076 0.22781 -0.1960 0.0033 1.0000 21.500 1.4741 0.23926 0.23643 -0.2023 0.0033 1.0000 22.000 1.4789 0.24701 0.24429 -0.2083 0.0035 1.0000 22.500 1.4863 0.25360 0.25097 -0.2135 0.0036 1.0000 23.000 1.4806 0.26639 0.26400 -0.2231 0.0037 1.0000 23.500 1.4678 0.28286 0.28072 -0.2349 0.0038 1.0000