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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6436 0.01258 0.00350 -0.1224 0.1249 0.4476 1.000 0.7002 0.01271 0.00372 -0.1227 0.1231 0.4972 1.500 0.7561 0.01292 0.00400 -0.1227 0.1208 0.5323 2.000 0.8111 0.01319 0.00431 -0.1226 0.1189 0.5650 2.500 0.8654 0.01349 0.00466 -0.1224 0.1172 0.5847 3.000 0.9191 0.01385 0.00506 -0.1221 0.1157 0.6114 3.500 0.9723 0.01421 0.00550 -0.1217 0.1147 0.6354 4.000 1.0251 0.01455 0.00592 -0.1212 0.1141 0.6506 4.500 1.0772 0.01492 0.00640 -0.1207 0.1130 0.6680 5.500 1.1635 0.01700 0.00845 -0.1170 0.0874 0.6930 6.000 1.2089 0.01771 0.00926 -0.1155 0.0850 0.7048 6.500 1.2530 0.01841 0.01005 -0.1139 0.0784 0.7189 7.000 1.2996 0.01886 0.01060 -0.1126 0.0754 0.7367 7.500 1.3416 0.01950 0.01121 -0.1106 0.0517 0.7587 8.000 1.3729 0.02042 0.01232 -0.1067 0.0476 0.7856 8.500 1.3875 0.02188 0.01383 -0.1004 0.0208 0.8258 9.500 1.4016 0.02545 0.01771 -0.0872 0.0022 1.0000 10.000 1.4170 0.02780 0.02021 -0.0836 0.0021 1.0000 10.500 1.4287 0.03077 0.02335 -0.0807 0.0021 1.0000 11.000 1.4379 0.03444 0.02720 -0.0785 0.0020 1.0000 11.500 1.4448 0.03879 0.03174 -0.0771 0.0020 1.0000 12.000 1.4488 0.04384 0.03700 -0.0763 0.0020 1.0000 12.500 1.4500 0.04955 0.04293 -0.0761 0.0020 1.0000 13.000 1.4486 0.05591 0.04951 -0.0764 0.0021 1.0000 13.500 1.4450 0.06295 0.05678 -0.0773 0.0021 1.0000 14.000 1.4395 0.07076 0.06483 -0.0790 0.0021 1.0000 14.500 1.4313 0.07952 0.07383 -0.0813 0.0021 1.0000 15.000 1.4216 0.08907 0.08363 -0.0845 0.0021 1.0000 15.500 1.4090 0.09967 0.09448 -0.0885 0.0022 1.0000 16.000 1.3941 0.11115 0.10622 -0.0933 0.0022 1.0000 16.500 1.3788 0.12304 0.11835 -0.0989 0.0022 1.0000 17.000 1.3643 0.13497 0.13050 -0.1049 0.0022 1.0000 17.500 1.3517 0.14656 0.14229 -0.1111 0.0022 1.0000 18.000 1.3470 0.15646 0.15235 -0.1167 0.0023 1.0000 18.500 1.3447 0.16584 0.16188 -0.1222 0.0023 1.0000 19.000 1.3458 0.17434 0.17053 -0.1273 0.0024 1.0000 19.500 1.3487 0.18237 0.17870 -0.1324 0.0024 1.0000 20.000 1.3548 0.18944 0.18590 -0.1370 0.0025 1.0000 20.500 1.3621 0.19609 0.19268 -0.1413 0.0027 1.0000 21.000 1.3705 0.20227 0.19902 -0.1455 0.0028 1.0000 21.500 1.3770 0.20882 0.20573 -0.1500 0.0030 1.0000 22.000 1.3829 0.21534 0.21241 -0.1546 0.0031 1.0000 22.500 1.3869 0.22199 0.21922 -0.1595 0.0033 1.0000 23.000 1.3888 0.22993 0.22733 -0.1655 0.0034 1.0000 23.500 1.3794 0.24160 0.23930 -0.1741 0.0036 1.0000 24.000 1.3551 0.25812 0.25620 -0.1858 0.0038 1.0000