XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: WORTMANN FX 63-137 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 0.9027 0.01120 0.00499 -0.2046 0.6962 0.5813 0.500 0.9575 0.01135 0.00509 -0.2040 0.6808 0.6028 1.000 1.0122 0.01150 0.00520 -0.2034 0.6659 0.6217 1.500 1.0666 0.01167 0.00537 -0.2030 0.6501 0.6378 2.000 1.1195 0.01181 0.00551 -0.2022 0.6318 0.6525 2.500 1.1712 0.01197 0.00563 -0.2011 0.6093 0.6665 3.000 1.2230 0.01222 0.00585 -0.2002 0.5886 0.6831 3.500 1.2733 0.01251 0.00614 -0.1990 0.5660 0.7003 4.000 1.3215 0.01285 0.00647 -0.1974 0.5410 0.7165 4.500 1.3685 0.01327 0.00689 -0.1956 0.5139 0.7344 5.000 1.4136 0.01378 0.00737 -0.1936 0.4873 0.7553 5.500 1.4564 0.01440 0.00797 -0.1911 0.4620 0.7817 6.000 1.4985 0.01493 0.00860 -0.1886 0.4343 0.8127 6.500 1.5335 0.01556 0.00929 -0.1847 0.4089 0.8578 7.000 1.5564 0.01607 0.00989 -0.1784 0.3832 1.0000 7.500 1.5821 0.01739 0.01099 -0.1735 0.3429 1.0000 8.000 1.6007 0.01907 0.01245 -0.1677 0.2955 1.0000 8.500 1.6154 0.02115 0.01431 -0.1617 0.2473 1.0000 9.000 1.6222 0.02395 0.01685 -0.1554 0.1989 1.0000 9.500 1.6310 0.02696 0.01970 -0.1501 0.1643 1.0000 10.000 1.6364 0.03059 0.02316 -0.1451 0.1307 1.0000 10.500 1.6470 0.03415 0.02671 -0.1413 0.1021 1.0000 11.000 1.6503 0.03867 0.03115 -0.1375 0.0862 1.0000 11.500 1.6610 0.04280 0.03539 -0.1349 0.0749 1.0000 12.000 1.6712 0.04724 0.03991 -0.1326 0.0667 1.0000 12.500 1.6785 0.05228 0.04504 -0.1308 0.0613 1.0000 13.000 1.6776 0.05864 0.05146 -0.1293 0.0560 1.0000 13.500 1.6849 0.06434 0.05738 -0.1285 0.0524 1.0000 14.000 1.6838 0.07150 0.06471 -0.1283 0.0483 1.0000 14.500 1.6899 0.07796 0.07134 -0.1285 0.0432 1.0000 15.000 1.7054 0.08315 0.07669 -0.1289 0.0337 1.0000 15.500 1.6879 0.09379 0.08718 -0.1307 0.0083 1.0000 16.000 1.6664 0.10566 0.09924 -0.1336 0.0044 1.0000 16.500 1.6592 0.11531 0.10917 -0.1365 0.0038 1.0000 17.000 1.6538 0.12473 0.11888 -0.1398 0.0034 1.0000 17.500 1.6482 0.13419 0.12862 -0.1436 0.0032 1.0000 18.000 1.6412 0.14398 0.13870 -0.1481 0.0030 1.0000 18.500 1.6337 0.15389 0.14889 -0.1532 0.0029 1.0000 19.000 1.6235 0.16440 0.15969 -0.1592 0.0028 1.0000 19.500 1.6093 0.17592 0.17152 -0.1664 0.0027 1.0000 20.000 1.5962 0.18734 0.18322 -0.1740 0.0027 1.0000 20.500 1.5789 0.20002 0.19619 -0.1829 0.0027 1.0000 21.000 1.5616 0.21297 0.20942 -0.1923 0.0027 1.0000 21.500 1.5425 0.22681 0.22351 -0.2026 0.0027 1.0000 22.000 1.5243 0.24076 0.23771 -0.2131 0.0028 1.0000 22.500 1.5077 0.25490 0.25204 -0.2237 0.0029 1.0000 23.000 1.5008 0.26622 0.26348 -0.2323 0.0029 1.0000 23.500 1.5029 0.27450 0.27182 -0.2389 0.0029 1.0000 24.000 1.5113 0.28021 0.27756 -0.2438 0.0028 1.0000 24.500 1.5259 0.28324 0.28055 -0.2471 0.0027 1.0000 25.000 1.5377 0.28727 0.28461 -0.2509 0.0027 1.0000 25.500 1.5546 0.28886 0.28615 -0.2533 0.0026 1.0000 26.000 1.5643 0.29331 0.29067 -0.2576 0.0026 1.0000 26.500 1.5719 0.29832 0.29577 -0.2623 0.0026 1.0000 27.000 1.5759 0.30489 0.30246 -0.2682 0.0027 1.0000 27.500 1.5762 0.31310 0.31085 -0.2752 0.0027 1.0000 28.000 1.5647 0.32742 0.32548 -0.2858 0.0030 1.0000