XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 63-145 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6379 0.01297 0.00396 -0.1209 0.2078 0.5985 1.000 0.6923 0.01335 0.00420 -0.1207 0.1867 0.6148 1.500 0.7465 0.01370 0.00447 -0.1204 0.1789 0.6286 2.000 0.8005 0.01402 0.00480 -0.1201 0.1748 0.6439 2.500 0.8533 0.01441 0.00523 -0.1195 0.1704 0.6670 3.000 0.9057 0.01480 0.00565 -0.1189 0.1665 0.6855 3.500 0.9592 0.01513 0.00605 -0.1185 0.1648 0.7010 4.000 1.0115 0.01540 0.00645 -0.1179 0.1630 0.7137 4.500 1.0642 0.01571 0.00688 -0.1175 0.1598 0.7248 5.000 1.1136 0.01622 0.00745 -0.1166 0.1414 0.7373 5.500 1.1536 0.01740 0.00849 -0.1143 0.1255 0.7517 6.000 1.2005 0.01792 0.00915 -0.1130 0.1075 0.7706 6.500 1.2415 0.01876 0.00998 -0.1109 0.0999 0.7915 7.000 1.2726 0.01999 0.01134 -0.1071 0.0911 0.8183 7.500 1.2950 0.02109 0.01268 -0.1017 0.0879 0.8616 8.000 1.3079 0.02192 0.01375 -0.0946 0.0847 1.0000 8.500 1.3406 0.02309 0.01502 -0.0920 0.0790 1.0000 9.000 1.3732 0.02423 0.01626 -0.0894 0.0754 1.0000 9.500 1.3985 0.02581 0.01780 -0.0863 0.0533 1.0000 10.000 1.4069 0.02863 0.02074 -0.0821 0.0491 1.0000 10.500 1.4230 0.03131 0.02362 -0.0795 0.0447 1.0000 11.000 1.4125 0.03673 0.02898 -0.0767 0.0164 1.0000 11.500 1.4055 0.04265 0.03494 -0.0754 0.0037 1.0000 12.000 1.4106 0.04780 0.04029 -0.0749 0.0032 1.0000 12.500 1.4143 0.05339 0.04610 -0.0750 0.0031 1.0000 13.000 1.4160 0.05954 0.05248 -0.0755 0.0030 1.0000 13.500 1.4164 0.06623 0.05940 -0.0766 0.0029 1.0000 14.000 1.4145 0.07366 0.06710 -0.0783 0.0029 1.0000 14.500 1.4112 0.08176 0.07546 -0.0805 0.0029 1.0000 15.000 1.4062 0.09056 0.08453 -0.0834 0.0029 1.0000 15.500 1.3988 0.10019 0.09444 -0.0870 0.0029 1.0000 16.000 1.3893 0.11056 0.10510 -0.0914 0.0029 1.0000 16.500 1.3777 0.12163 0.11645 -0.0965 0.0029 1.0000 17.000 1.3665 0.13279 0.12787 -0.1020 0.0029 1.0000 17.500 1.3540 0.14437 0.13972 -0.1083 0.0029 1.0000 18.000 1.3431 0.15562 0.15120 -0.1147 0.0029 1.0000 18.500 1.3339 0.16658 0.16237 -0.1213 0.0030 1.0000 19.000 1.3281 0.17672 0.17268 -0.1276 0.0030 1.0000 19.500 1.3269 0.18566 0.18176 -0.1334 0.0030 1.0000 20.000 1.3289 0.19374 0.18997 -0.1388 0.0031 1.0000 20.500 1.3351 0.20062 0.19696 -0.1434 0.0031 1.0000 21.000 1.3444 0.20653 0.20297 -0.1475 0.0032 1.0000 21.500 1.3542 0.21219 0.20873 -0.1515 0.0032 1.0000 22.000 1.3640 0.21757 0.21424 -0.1554 0.0033 1.0000 22.500 1.3687 0.22469 0.22154 -0.1607 0.0034 1.0000 23.000 1.3682 0.23354 0.23063 -0.1674 0.0035 1.0000 23.500 1.3593 0.24509 0.24251 -0.1758 0.0036 1.0000 24.000 1.3400 0.26039 0.25816 -0.1865 0.0038 1.0000