XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 63-137 13.7% smoothed 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 0.9133 0.01137 0.00518 -0.2079 0.7062 0.5875 0.500 0.9703 0.01151 0.00524 -0.2079 0.6925 0.6049 1.000 1.0252 0.01162 0.00535 -0.2075 0.6773 0.6225 1.500 1.0797 0.01177 0.00552 -0.2070 0.6616 0.6407 2.000 1.1342 0.01195 0.00570 -0.2065 0.6458 0.6601 2.500 1.1881 0.01216 0.00592 -0.2059 0.6295 0.6798 3.000 1.2411 0.01240 0.00617 -0.2052 0.6125 0.7011 3.500 1.2932 0.01267 0.00646 -0.2043 0.5948 0.7231 4.000 1.3443 0.01298 0.00681 -0.2032 0.5763 0.7475 4.500 1.3923 0.01327 0.00717 -0.2015 0.5540 0.7720 5.000 1.4367 0.01362 0.00754 -0.1991 0.5259 0.7999 5.500 1.4796 0.01407 0.00800 -0.1965 0.4986 0.8309 6.000 1.5198 0.01452 0.00853 -0.1933 0.4725 0.8709 6.500 1.5485 0.01487 0.00892 -0.1879 0.4477 1.0000 7.000 1.5930 0.01573 0.00972 -0.1863 0.4193 1.0000 7.500 1.6269 0.01678 0.01066 -0.1826 0.3888 1.0000 8.000 1.6567 0.01793 0.01176 -0.1783 0.3576 1.0000 8.500 1.6818 0.01937 0.01312 -0.1734 0.3259 1.0000 9.000 1.7009 0.02120 0.01486 -0.1679 0.2915 1.0000 9.500 1.7138 0.02359 0.01713 -0.1621 0.2523 1.0000 10.000 1.7179 0.02685 0.02021 -0.1559 0.2091 1.0000 10.500 1.7166 0.03100 0.02417 -0.1502 0.1658 1.0000 11.000 1.7145 0.03575 0.02882 -0.1454 0.1380 1.0000 11.500 1.7159 0.04063 0.03370 -0.1416 0.1228 1.0000 12.000 1.7196 0.04564 0.03878 -0.1386 0.1130 1.0000 12.500 1.7257 0.05071 0.04401 -0.1362 0.1062 1.0000 13.000 1.7326 0.05596 0.04940 -0.1343 0.1007 1.0000 13.500 1.7333 0.06215 0.05564 -0.1324 0.0954 1.0000 14.000 1.7464 0.06709 0.06085 -0.1315 0.0921 1.0000 14.500 1.7568 0.07249 0.06645 -0.1307 0.0884 1.0000 15.000 1.7654 0.07818 0.07225 -0.1301 0.0850 1.0000 15.500 1.7805 0.08294 0.07713 -0.1289 0.0814 1.0000 16.000 1.7896 0.08882 0.08331 -0.1291 0.0791 1.0000 16.500 1.7988 0.09468 0.08941 -0.1293 0.0763 1.0000 17.000 1.8052 0.10097 0.09587 -0.1302 0.0732 1.0000 17.500 1.8129 0.10686 0.10187 -0.1307 0.0690 1.0000 18.000 1.8060 0.11570 0.11104 -0.1339 0.0659 1.0000 18.500 1.8052 0.12344 0.11899 -0.1367 0.0628 1.0000 19.000 1.8095 0.12999 0.12560 -0.1389 0.0597 1.0000 19.500 1.8069 0.13801 0.13393 -0.1422 0.0574 1.0000 20.000 1.8006 0.14708 0.14333 -0.1469 0.0550 1.0000 20.500 1.7968 0.15570 0.15214 -0.1518 0.0522 1.0000 21.000 1.7998 0.16236 0.15882 -0.1554 0.0491 1.0000 21.500 1.7847 0.17363 0.17050 -0.1628 0.0471 1.0000 22.000 1.7747 0.18390 0.18102 -0.1700 0.0441 1.0000 22.500 1.7727 0.19199 0.18911 -0.1758 0.0410 1.0000 23.000 1.7513 0.20526 0.20279 -0.1858 0.0382 1.0000 23.500 1.7415 0.21577 0.21338 -0.1941 0.0346 1.0000 24.000 1.7178 0.22985 0.22777 -0.2052 0.0313 1.0000 24.500 1.6982 0.24324 0.24124 -0.2162 0.0275 1.0000 25.000 1.6703 0.25948 0.25766 -0.2295 0.0240 1.0000 25.500 1.6420 0.27655 0.27488 -0.2435 0.0208 1.0000 26.000 1.6362 0.28676 0.28506 -0.2523 0.0183 1.0000 26.500 1.6091 0.30544 0.30391 -0.2672 0.0161 1.0000