XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: FX 63-158 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.3089 0.11104 0.10437 -0.0513 1.0000 0.0599 -10.000 -0.3269 0.10443 0.09789 -0.0554 1.0000 0.0535 -9.750 -0.3213 0.10199 0.09553 -0.0541 1.0000 0.0524 -9.500 -0.3237 0.09859 0.09224 -0.0541 1.0000 0.0509 -9.000 -0.3635 0.08763 0.08150 -0.0587 1.0000 0.0461 -8.750 -0.3771 0.08501 0.07901 -0.0577 1.0000 0.0456 -8.500 -0.3987 0.08282 0.07695 -0.0558 1.0000 0.0451 -8.250 -0.4076 0.07850 0.07263 -0.0595 0.9916 0.0442 -8.000 -0.4091 0.07238 0.06632 -0.0674 0.9725 0.0428 -7.750 -0.4154 0.06562 0.05897 -0.0748 0.9491 0.0404 -7.500 -0.3994 0.06134 0.05448 -0.0782 0.9348 0.0398 -7.250 -0.3810 0.05707 0.04989 -0.0816 0.9219 0.0390 -7.000 -0.3604 0.05309 0.04552 -0.0845 0.9093 0.0383 -6.750 -0.3391 0.04943 0.04141 -0.0866 0.8963 0.0376 -6.500 -0.3111 0.04591 0.03737 -0.0889 0.8864 0.0372 -6.250 -0.2799 0.04276 0.03372 -0.0910 0.8771 0.0369 -6.000 -0.2497 0.04024 0.03077 -0.0922 0.8670 0.0369 -5.750 -0.2139 0.03791 0.02803 -0.0937 0.8592 0.0372 -5.500 -0.1832 0.03614 0.02597 -0.0939 0.8493 0.0378 -5.250 -0.1459 0.03450 0.02407 -0.0945 0.8424 0.0387 -5.000 -0.1156 0.03345 0.02278 -0.0935 0.8328 0.0400 -4.750 -0.0820 0.03231 0.02156 -0.0932 0.8253 0.0427 -4.500 -0.0565 0.03150 0.02060 -0.0923 0.8152 0.0460 -4.250 -0.0274 0.03041 0.01947 -0.0927 0.8071 0.0497 -4.000 -0.0053 0.02963 0.01858 -0.0923 0.7966 0.0539 -3.750 0.0252 0.02858 0.01749 -0.0935 0.7891 0.0640 -3.500 0.0464 0.02773 0.01671 -0.0934 0.7786 0.0828 -3.250 0.0639 0.02483 0.01601 -0.0942 0.7714 0.3992 -3.000 0.0709 0.02734 0.01893 -0.0856 0.7610 0.6364 -2.750 0.0889 0.02911 0.02044 -0.0797 0.7542 0.6901 -2.500 0.0992 0.03011 0.02128 -0.0739 0.7455 0.7184 -2.250 0.1192 0.03058 0.02150 -0.0706 0.7389 0.7423 -2.000 0.1399 0.03077 0.02146 -0.0681 0.7324 0.7601 -1.750 0.1568 0.03088 0.02138 -0.0661 0.7246 0.7743 -1.250 0.2013 0.03079 0.02088 -0.0646 0.7122 0.7920 -1.000 0.2226 0.03075 0.02068 -0.0636 0.7061 0.7983 -0.750 0.2523 0.03062 0.02034 -0.0644 0.7017 0.8059 -0.500 0.2648 0.03081 0.02045 -0.0624 0.6948 0.8120 -0.250 0.2862 0.03085 0.02036 -0.0619 0.6890 0.8173 0.000 0.3178 0.03075 0.02007 -0.0631 0.6847 0.8220 0.250 0.3299 0.03103 0.02030 -0.0613 0.6774 0.8276 0.500 0.3509 0.03108 0.02025 -0.0605 0.6714 0.8333 0.750 0.3836 0.03098 0.02000 -0.0616 0.6671 0.8388 1.000 0.3929 0.03146 0.02047 -0.0597 0.6594 0.8439 1.250 0.4150 0.03157 0.02052 -0.0592 0.6537 0.8477 1.500 0.4482 0.03151 0.02034 -0.0604 0.6497 0.8513 1.750 0.4555 0.03223 0.02109 -0.0585 0.6423 0.8556 2.000 0.4793 0.03261 0.02142 -0.0589 0.6368 0.8590 2.250 0.5097 0.03260 0.02136 -0.0596 0.6330 0.8622 2.500 0.5163 0.03339 0.02219 -0.0573 0.6260 0.8669 2.750 0.5345 0.03392 0.02272 -0.0568 0.6202 0.8716 3.000 0.5674 0.03406 0.02283 -0.0582 0.6165 0.8754 3.250 0.5781 0.03490 0.02372 -0.0568 0.6100 0.8787 3.500 0.5918 0.03570 0.02458 -0.0558 0.6033 0.8817 3.750 0.6250 0.03583 0.02469 -0.0572 0.5994 0.8840 4.250 0.6514 0.03776 0.02673 -0.0557 0.5851 0.8904 4.500 0.6884 0.03779 0.02680 -0.0574 0.5815 0.8932 4.750 0.6762 0.03973 0.02885 -0.0539 0.5714 0.8973 5.000 0.7046 0.04003 0.02919 -0.0545 0.5665 0.9001 5.250 0.7470 0.03971 0.02890 -0.0565 0.5634 0.9024 5.500 0.7317 0.04242 0.03173 -0.0537 0.5515 0.9064 6.000 0.7561 0.04514 0.03466 -0.0530 0.5367 0.9137 6.250 0.7863 0.04522 0.03483 -0.0535 0.5320 0.9176 6.500 0.8312 0.04431 0.03399 -0.0549 0.5289 0.9211 6.750 0.8101 0.04809 0.03791 -0.0530 0.5154 0.9266 7.000 0.8587 0.04642 0.03635 -0.0539 0.5120 0.9303 7.250 0.8434 0.04992 0.03997 -0.0526 0.4982 0.9365 7.500 0.8947 0.04781 0.03798 -0.0534 0.4950 0.9414 7.750 0.8779 0.05172 0.04203 -0.0526 0.4810 0.9496 8.000 0.9295 0.04945 0.03991 -0.0532 0.4779 0.9571 8.250 0.9100 0.05385 0.04445 -0.0529 0.4631 0.9778 8.750 0.9487 0.05601 0.04692 -0.0543 0.4451 1.0000 9.250 0.9897 0.05795 0.04916 -0.0556 0.4279 1.0000 9.500 0.9857 0.06177 0.05312 -0.0565 0.4142 1.0000 10.000 1.0224 0.06414 0.05583 -0.0577 0.3961 1.0000 10.500 1.0266 0.07049 0.06247 -0.0596 0.3706 1.0000 10.750 1.0596 0.06953 0.06172 -0.0596 0.3637 1.0000 11.000 1.0631 0.07256 0.06491 -0.0605 0.3513 1.0000 11.250 1.1067 0.07007 0.06264 -0.0602 0.3462 1.0000 11.500 1.1013 0.07429 0.06701 -0.0613 0.3319 1.0000 12.000 1.1081 0.08038 0.07344 -0.0630 0.3057 1.0000 12.250 1.1367 0.07962 0.07286 -0.0628 0.2960 1.0000 12.500 1.1621 0.07934 0.07278 -0.0627 0.2851 1.0000 13.000 1.1692 0.08528 0.07901 -0.0643 0.2541 1.0000 13.250 1.1892 0.08543 0.07921 -0.0641 0.2367 1.0000 13.500 1.1995 0.08716 0.08092 -0.0644 0.2171 1.0000 13.750 1.1975 0.09104 0.08486 -0.0656 0.1971 1.0000 14.000 1.2063 0.09291 0.08652 -0.0659 0.1784 1.0000 14.250 1.2070 0.09641 0.08994 -0.0669 0.1621 1.0000