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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.9232 0.00943 0.00363 -0.2096 0.6770 0.5551 0.500 0.9792 0.00956 0.00373 -0.2094 0.6624 0.5721 1.000 1.0349 0.00971 0.00387 -0.2092 0.6475 0.5892 1.500 1.0900 0.00989 0.00403 -0.2089 0.6322 0.6068 2.000 1.1446 0.01011 0.00422 -0.2084 0.6160 0.6244 2.500 1.1984 0.01032 0.00445 -0.2079 0.5990 0.6435 3.000 1.2516 0.01056 0.00472 -0.2073 0.5815 0.6627 3.500 1.3042 0.01084 0.00503 -0.2065 0.5634 0.6838 4.000 1.3546 0.01120 0.00537 -0.2054 0.5413 0.7052 4.500 1.4033 0.01157 0.00574 -0.2039 0.5137 0.7290 5.000 1.4495 0.01206 0.00621 -0.2020 0.4852 0.7528 5.500 1.4956 0.01257 0.00674 -0.2001 0.4586 0.7799 6.000 1.5397 0.01315 0.00734 -0.1979 0.4322 0.8096 6.500 1.5799 0.01382 0.00802 -0.1950 0.4036 0.8459 7.000 1.6117 0.01450 0.00873 -0.1904 0.3733 0.9052 8.000 1.6705 0.01653 0.01059 -0.1813 0.3119 1.0000 8.500 1.6959 0.01805 0.01197 -0.1764 0.2761 1.0000 9.000 1.7163 0.01994 0.01370 -0.1712 0.2375 1.0000 9.500 1.7297 0.02238 0.01596 -0.1654 0.1955 1.0000 10.000 1.7352 0.02562 0.01897 -0.1593 0.1530 1.0000 10.500 1.7399 0.02931 0.02253 -0.1539 0.1241 1.0000 11.000 1.7477 0.03308 0.02630 -0.1496 0.1091 1.0000 11.500 1.7596 0.03679 0.03010 -0.1462 0.1007 1.0000 12.000 1.7651 0.04138 0.03480 -0.1429 0.0943 1.0000 12.500 1.7781 0.04549 0.03909 -0.1405 0.0900 1.0000 13.000 1.7828 0.05074 0.04445 -0.1382 0.0857 1.0000 13.500 1.7814 0.05702 0.05089 -0.1362 0.0816 1.0000 14.000 1.7931 0.06199 0.05608 -0.1351 0.0794 1.0000 14.500 1.8007 0.06769 0.06198 -0.1342 0.0768 1.0000 15.000 1.8055 0.07396 0.06840 -0.1338 0.0741 1.0000 15.500 1.8042 0.08117 0.07573 -0.1335 0.0709 1.0000 16.000 1.8104 0.08748 0.08226 -0.1335 0.0687 1.0000 16.500 1.8178 0.09395 0.08895 -0.1345 0.0657 1.0000 17.000 1.8211 0.10109 0.09625 -0.1359 0.0624 1.0000 17.500 1.8181 0.10892 0.10415 -0.1371 0.0587 1.0000 18.000 1.8226 0.11611 0.11162 -0.1392 0.0570 1.0000 18.500 1.8254 0.12346 0.11920 -0.1415 0.0549 1.0000 19.000 1.8259 0.13119 0.12710 -0.1444 0.0526 1.0000 20.000 1.8229 0.14715 0.14341 -0.1512 0.0479 1.0000 20.500 1.8223 0.15524 0.15173 -0.1553 0.0454 1.0000 21.000 1.8184 0.16395 0.16057 -0.1603 0.0427 1.0000 21.500 1.8133 0.17269 0.16947 -0.1655 0.0403 1.0000 22.000 1.8092 0.18145 0.17849 -0.1711 0.0373 1.0000 22.500 1.7985 0.19147 0.18861 -0.1780 0.0344 1.0000 23.000 1.7907 0.20103 0.19842 -0.1847 0.0306 1.0000 23.500 1.7735 0.21281 0.21035 -0.1936 0.0265 1.0000 24.000 1.7516 0.22580 0.22347 -0.2037 0.0227 1.0000 24.500 1.7238 0.24073 0.23854 -0.2156 0.0190 1.0000 25.000 1.6955 0.25638 0.25435 -0.2284 0.0162 1.0000 25.500 1.6711 0.27161 0.26971 -0.2409 0.0142 1.0000 26.000 1.6561 0.28442 0.28260 -0.2516 0.0128 1.0000 26.500 1.6465 0.29585 0.29409 -0.2613 0.0111 1.0000 27.000 1.6436 0.30503 0.30331 -0.2693 0.0100 1.0000 27.500 1.6450 0.31248 0.31079 -0.2763 0.0090 1.0000 28.000 1.6441 0.32058 0.31900 -0.2840 0.0083 1.0000 28.500 1.6471 0.32688 0.32534 -0.2906 0.0077 1.0000 29.000 1.6512 0.33249 0.33098 -0.2969 0.0071 1.0000