XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: FX 63-158 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 0.6431 0.01281 0.00573 -0.1244 0.5244 0.6991 1.000 0.6983 0.01308 0.00588 -0.1244 0.5151 0.7080 1.500 0.7530 0.01318 0.00601 -0.1243 0.5061 0.7145 2.000 0.8034 0.01341 0.00625 -0.1231 0.4963 0.7209 2.500 0.8579 0.01369 0.00651 -0.1230 0.4874 0.7308 3.000 0.9107 0.01381 0.00664 -0.1226 0.4776 0.7363 3.500 0.9588 0.01407 0.00695 -0.1211 0.4674 0.7433 4.000 1.0126 0.01430 0.00725 -0.1210 0.4539 0.7522 4.500 1.0630 0.01444 0.00747 -0.1202 0.4401 0.7584 5.000 1.1100 0.01467 0.00779 -0.1186 0.4271 0.7648 5.500 1.1603 0.01498 0.00813 -0.1180 0.4127 0.7712 6.000 1.2115 0.01538 0.00854 -0.1179 0.3882 0.7757 6.500 1.2340 0.01655 0.00922 -0.1126 0.2976 0.7791 7.000 1.2524 0.01795 0.01031 -0.1068 0.2341 0.7824 7.500 1.2651 0.01980 0.01185 -0.1006 0.1744 0.7856 8.000 1.2989 0.02077 0.01292 -0.0979 0.1472 0.7885 8.500 1.3116 0.02281 0.01482 -0.0926 0.1264 0.7915 9.000 1.3244 0.02503 0.01699 -0.0880 0.0924 0.7949 9.500 1.3356 0.02762 0.01966 -0.0840 0.0847 0.7979 10.000 1.3610 0.02941 0.02171 -0.0818 0.0732 0.8010 10.500 1.3544 0.03386 0.02610 -0.0779 0.0572 0.8041 11.000 1.3571 0.03822 0.03066 -0.0758 0.0527 0.8079 11.500 1.3614 0.04296 0.03560 -0.0745 0.0483 0.8121 12.000 1.3843 0.04618 0.03906 -0.0743 0.0408 0.8158 12.500 1.3868 0.05175 0.04457 -0.0742 0.0277 0.8189 13.000 1.3912 0.05725 0.05025 -0.0743 0.0235 0.8227 13.500 1.3985 0.06272 0.05594 -0.0747 0.0192 0.8269 14.000 1.3979 0.06956 0.06288 -0.0757 0.0114 0.8311 14.500 1.3934 0.07740 0.07083 -0.0773 0.0037 0.8353 15.500 1.3960 0.09242 0.08630 -0.0815 0.0026 0.8456 16.000 1.3979 0.10009 0.09425 -0.0840 0.0025 0.8514 16.500 1.3991 0.10817 0.10259 -0.0871 0.0024 0.8579 17.000 1.3995 0.11646 0.11116 -0.0905 0.0023 0.8650 17.500 1.3971 0.12502 0.12002 -0.0940 0.0023 0.8744 18.000 1.3936 0.13377 0.12908 -0.0980 0.0023 0.8879 19.000 1.3781 0.15183 0.14774 -0.1070 0.0022 1.0000 19.500 1.3713 0.16238 0.15855 -0.1139 0.0022 1.0000 20.000 1.3637 0.17298 0.16939 -0.1211 0.0022 1.0000 20.500 1.3539 0.18407 0.18071 -0.1287 0.0022 1.0000 21.000 1.3440 0.19518 0.19204 -0.1366 0.0022 1.0000 21.500 1.3338 0.20653 0.20359 -0.1448 0.0023 1.0000 22.000 1.3257 0.21741 0.21465 -0.1528 0.0023 1.0000 22.500 1.3191 0.22801 0.22542 -0.1606 0.0023 1.0000 23.000 1.3153 0.23792 0.23547 -0.1680 0.0024 1.0000 23.500 1.3131 0.24739 0.24508 -0.1751 0.0024 1.0000 24.000 1.3116 0.25675 0.25457 -0.1821 0.0025 1.0000 24.500 1.3082 0.26700 0.26497 -0.1896 0.0025 1.0000 25.000 1.2976 0.28051 0.27864 -0.1985 0.0027 1.0000