XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 329 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.3289 0.09759 0.09301 -0.0338 1.0000 0.0809 -8.750 -0.3418 0.09424 0.08976 -0.0373 1.0000 0.0829 -8.500 -0.3648 0.09088 0.08650 -0.0412 1.0000 0.0837 -8.250 -0.3899 0.08882 0.08450 -0.0406 1.0000 0.0839 -8.000 -0.4144 0.08719 0.08287 -0.0390 1.0000 0.0842 -7.750 -0.4378 0.08608 0.08171 -0.0365 1.0000 0.0845 -7.500 -0.4028 0.07846 0.07440 -0.0360 1.0000 0.0873 -7.250 -0.4047 0.07609 0.07213 -0.0335 1.0000 0.0893 -7.000 -0.4228 0.07470 0.07085 -0.0296 1.0000 0.0904 -6.750 -0.4429 0.07377 0.07001 -0.0263 0.9973 0.0911 -6.500 -0.4226 0.06981 0.06536 -0.0370 0.9760 0.1002 -6.250 -0.3867 0.06323 0.05909 -0.0398 0.9672 0.1047 -6.000 -0.3613 0.05960 0.05496 -0.0454 0.9501 0.1168 -5.750 -0.3262 0.05472 0.05024 -0.0484 0.9383 0.1238 -5.500 -0.2962 0.05070 0.04601 -0.0519 0.9245 0.1378 -5.250 -0.2660 0.04715 0.04229 -0.0546 0.9099 0.1554 -5.000 -0.2403 0.04406 0.03901 -0.0563 0.8939 0.1847 -4.000 -0.1004 0.03082 0.02281 -0.0551 0.8281 0.0698 -3.750 -0.0723 0.02781 0.01954 -0.0545 0.8118 0.0643 -3.500 -0.0424 0.02621 0.01727 -0.0529 0.7957 0.0591 -3.250 -0.0135 0.02498 0.01574 -0.0520 0.7799 0.0585 -3.000 0.0160 0.02304 0.01372 -0.0517 0.7653 0.0609 -2.750 0.0436 0.02214 0.01272 -0.0510 0.7512 0.0675 -2.500 0.0720 0.02093 0.01142 -0.0502 0.7385 0.0728 -2.250 0.3408 0.01813 0.01099 -0.0823 0.7154 1.0000 -2.000 0.3609 0.01813 0.01072 -0.0813 0.7022 1.0000 -1.750 0.3812 0.01815 0.01050 -0.0802 0.6897 1.0000 -1.500 0.4012 0.01819 0.01037 -0.0793 0.6770 1.0000 -1.250 0.4218 0.01826 0.01026 -0.0783 0.6660 1.0000 -1.000 0.4430 0.01833 0.01012 -0.0774 0.6563 1.0000 -0.750 0.4632 0.01843 0.01012 -0.0764 0.6450 1.0000 -0.500 0.4844 0.01855 0.01008 -0.0755 0.6361 1.0000 -0.250 0.5053 0.01867 0.01009 -0.0745 0.6265 1.0000 0.000 0.5263 0.01883 0.01015 -0.0736 0.6178 1.0000 0.250 0.5477 0.01897 0.01017 -0.0727 0.6094 1.0000 0.500 0.5686 0.01918 0.01032 -0.0718 0.6014 1.0000 0.750 0.5900 0.01936 0.01041 -0.0709 0.5937 1.0000 1.000 0.6110 0.01959 0.01058 -0.0700 0.5863 1.0000 1.250 0.6320 0.01981 0.01076 -0.0691 0.5787 1.0000 1.500 0.6542 0.02004 0.01087 -0.0683 0.5728 1.0000 1.750 0.6737 0.02035 0.01123 -0.0672 0.5648 1.0000 2.000 0.6961 0.02055 0.01133 -0.0664 0.5590 1.0000 2.250 0.7153 0.02093 0.01176 -0.0653 0.5519 1.0000 2.500 0.7363 0.02120 0.01201 -0.0643 0.5456 1.0000 2.750 0.7582 0.02148 0.01223 -0.0634 0.5401 1.0000 3.000 0.7761 0.02192 0.01278 -0.0621 0.5330 1.0000 3.250 0.7980 0.02217 0.01297 -0.0612 0.5276 1.0000 3.500 0.8166 0.02265 0.01350 -0.0600 0.5217 1.0000 3.750 0.8348 0.02308 0.01401 -0.0586 0.5152 1.0000 4.000 0.8572 0.02334 0.01420 -0.0578 0.5104 1.0000 4.250 0.8722 0.02401 0.01500 -0.0561 0.5042 1.0000 4.500 0.8904 0.02443 0.01546 -0.0547 0.4981 1.0000 4.750 0.9136 0.02468 0.01566 -0.0539 0.4937 1.0000 5.000 0.9240 0.02554 0.01672 -0.0515 0.4869 1.0000 5.250 0.9424 0.02594 0.01715 -0.0501 0.4814 1.0000 5.500 0.9668 0.02615 0.01727 -0.0495 0.4771 1.0000 5.750 0.9711 0.02722 0.01861 -0.0463 0.4699 1.0000 6.000 0.9901 0.02756 0.01897 -0.0449 0.4647 1.0000 6.250 1.0091 0.02798 0.01940 -0.0435 0.4598 1.0000 6.500 1.0123 0.02903 0.02066 -0.0401 0.4529 1.0000 6.750 1.0335 0.02921 0.02085 -0.0389 0.4479 1.0000 7.000 1.0429 0.02998 0.02172 -0.0362 0.4423 1.0000 7.250 1.0471 0.03086 0.02275 -0.0328 0.4359 1.0000 7.500 1.0731 0.03078 0.02263 -0.0322 0.4310 1.0000 7.750 1.0670 0.03207 0.02412 -0.0274 0.4247 1.0000 8.000 1.0773 0.03256 0.02470 -0.0247 0.4187 1.0000 8.250 1.1142 0.03212 0.02415 -0.0255 0.4139 1.0000 8.500 1.0897 0.03410 0.02642 -0.0186 0.4064 1.0000 8.750 1.1212 0.03376 0.02608 -0.0186 0.4006 1.0000 9.000 1.1240 0.03494 0.02741 -0.0156 0.3936 1.0000 9.250 1.1452 0.03514 0.02768 -0.0146 0.3866 1.0000 9.500 1.1684 0.03533 0.02793 -0.0139 0.3800 1.0000 9.750 1.1780 0.03611 0.02885 -0.0118 0.3720 1.0000 10.000 1.2105 0.03572 0.02847 -0.0121 0.3652 1.0000 10.250 1.2155 0.03668 0.02961 -0.0095 0.3567 1.0000 10.500 1.2452 0.03635 0.02931 -0.0094 0.3491 1.0000 10.750 1.2587 0.03671 0.02980 -0.0077 0.3405 1.0000 11.000 1.2748 0.03702 0.03021 -0.0062 0.3322 1.0000 11.250 1.3126 0.03596 0.02911 -0.0069 0.3229 1.0000 11.500 1.3031 0.03747 0.03087 -0.0028 0.3144 1.0000 11.750 1.3367 0.03655 0.02992 -0.0029 0.3045 1.0000 12.000 1.3460 0.03676 0.03023 -0.0006 0.2948 1.0000 12.250 1.3419 0.03766 0.03126 0.0031 0.2862 1.0000 12.500 1.3641 0.03720 0.03077 0.0041 0.2755 1.0000 12.750 1.3667 0.03770 0.03133 0.0069 0.2656 1.0000 13.000 1.3547 0.03932 0.03310 0.0102 0.2569 1.0000 13.250 1.3634 0.03980 0.03356 0.0118 0.2462 1.0000 13.500 1.3727 0.04029 0.03399 0.0133 0.2347 1.0000 13.750 1.3502 0.04333 0.03724 0.0154 0.2269 1.0000 14.000 1.3481 0.04511 0.03903 0.0165 0.2168 1.0000 14.250 1.3512 0.04657 0.04043 0.0174 0.2058 1.0000 14.500 1.3383 0.04963 0.04359 0.0180 0.1968 1.0000 14.750 1.3270 0.05292 0.04695 0.0182 0.1881 1.0000 15.000 1.3274 0.05505 0.04904 0.0185 0.1779 1.0000 15.250 1.3203 0.05812 0.05214 0.0183 0.1689 1.0000 15.500 1.3057 0.06231 0.05645 0.0177 0.1617 1.0000 15.750 1.3086 0.06444 0.05848 0.0178 0.1520 1.0000 16.000 1.2896 0.06950 0.06373 0.0164 0.1460 1.0000 16.250 1.2893 0.07228 0.06647 0.0161 0.1378 1.0000 16.500 1.2800 0.07636 0.07063 0.0150 0.1311 1.0000 16.750 1.2731 0.08031 0.07464 0.0140 0.1247 1.0000 17.000 1.2637 0.08470 0.07913 0.0125 0.1190 1.0000 17.250 1.2603 0.08834 0.08279 0.0116 0.1127 1.0000 17.500 1.2375 0.09516 0.08983 0.0086 0.1096 1.0000 17.750 1.2534 0.09586 0.09040 0.0092 0.1018 1.0000 18.000 1.2243 0.10400 0.09881 0.0053 0.1002 1.0000 18.250 1.1885 0.11381 0.10887 0.0004 0.0993 1.0000 18.500 1.1255 0.12967 0.12495 -0.0082 0.1016 1.0000