XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 330 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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.4508 0.10618 0.10197 0.0012 1.0000 0.0439 -9.750 -0.4551 0.10138 0.09719 -0.0015 1.0000 0.0439 -9.250 -0.5478 0.09867 0.09416 -0.0028 1.0000 0.0436 -8.750 -0.4536 0.07841 0.07426 -0.0056 1.0000 0.0226 -8.500 -0.4626 0.07326 0.06912 -0.0083 1.0000 0.0221 -8.250 -0.5634 0.07737 0.07280 -0.0063 1.0000 0.0231 -8.000 -0.5681 0.07414 0.06955 -0.0051 1.0000 0.0224 -7.750 -0.5721 0.07058 0.06595 -0.0042 1.0000 0.0217 -7.500 -0.5744 0.06694 0.06224 -0.0032 1.0000 0.0209 -7.250 -0.5753 0.06310 0.05828 -0.0019 1.0000 0.0200 -6.750 -0.5718 0.05284 0.04726 0.0031 1.0000 0.0167 -6.500 -0.5650 0.04972 0.04403 0.0048 1.0000 0.0164 -6.250 -0.5569 0.04653 0.04064 0.0069 1.0000 0.0162 -6.000 -0.5474 0.04334 0.03719 0.0092 1.0000 0.0161 -5.750 -0.5360 0.04030 0.03385 0.0116 1.0000 0.0161 -5.500 -0.5232 0.03735 0.03043 0.0145 1.0000 0.0168 -5.250 -0.4996 0.03438 0.02720 0.0141 0.9449 0.0176 -5.000 -0.4656 0.03232 0.02485 0.0123 0.8907 0.0192 -4.750 -0.4389 0.02993 0.02194 0.0131 0.8515 0.0198 -4.500 -0.4145 0.02778 0.01926 0.0147 0.8194 0.0198 -4.250 -0.3890 0.02585 0.01688 0.0161 0.7925 0.0203 -4.000 -0.3623 0.02425 0.01491 0.0171 0.7685 0.0207 -3.750 -0.3345 0.02277 0.01314 0.0179 0.7465 0.0215 -3.500 -0.3072 0.02151 0.01164 0.0187 0.7264 0.0226 -3.000 -0.2584 0.01960 0.00950 0.0206 0.6903 0.0286 -2.750 -0.2353 0.01886 0.00855 0.0220 0.6741 0.0327 -2.500 -0.2132 0.01808 0.00769 0.0234 0.6587 0.0416 -2.250 -0.1183 0.01521 0.00825 0.0129 0.6396 0.8394 -2.000 -0.0736 0.01688 0.00953 0.0126 0.6234 0.9249 -1.750 -0.0057 0.01746 0.00964 0.0059 0.6058 0.9556 -1.500 0.0343 0.01736 0.00922 0.0035 0.5909 0.9635 -1.250 0.0675 0.01733 0.00894 0.0024 0.5777 0.9715 -1.000 0.1080 0.01711 0.00849 -0.0003 0.5642 0.9776 -0.750 0.1414 0.01701 0.00818 -0.0016 0.5518 0.9835 -0.500 0.1792 0.01678 0.00777 -0.0039 0.5396 0.9889 -0.250 0.2158 0.01662 0.00744 -0.0059 0.5284 0.9949 0.000 0.2516 0.01641 0.00704 -0.0078 0.5179 0.9994 0.250 0.2767 0.01638 0.00692 -0.0076 0.5077 1.0000 0.500 0.3002 0.01640 0.00683 -0.0070 0.4987 1.0000 0.750 0.3236 0.01643 0.00674 -0.0063 0.4902 1.0000 1.000 0.3474 0.01647 0.00672 -0.0058 0.4813 1.0000 1.250 0.3710 0.01653 0.00668 -0.0051 0.4740 1.0000 1.500 0.3949 0.01659 0.00672 -0.0046 0.4651 1.0000 1.750 0.4186 0.01667 0.00672 -0.0040 0.4579 1.0000 2.000 0.4425 0.01676 0.00679 -0.0035 0.4499 1.0000 2.250 0.4663 0.01687 0.00684 -0.0029 0.4429 1.0000 2.500 0.4902 0.01698 0.00697 -0.0023 0.4353 1.0000 2.750 0.5140 0.01711 0.00705 -0.0017 0.4288 1.0000 3.000 0.5379 0.01725 0.00720 -0.0012 0.4211 1.0000 3.250 0.5617 0.01739 0.00731 -0.0006 0.4149 1.0000 3.500 0.5856 0.01756 0.00753 -0.0001 0.4075 1.0000 3.750 0.6092 0.01772 0.00768 0.0006 0.4017 1.0000 4.000 0.6330 0.01791 0.00796 0.0011 0.3940 1.0000 4.250 0.6566 0.01809 0.00812 0.0017 0.3881 1.0000 4.500 0.6803 0.01830 0.00846 0.0022 0.3806 1.0000 4.750 0.7037 0.01850 0.00867 0.0029 0.3744 1.0000 5.000 0.7272 0.01874 0.00901 0.0035 0.3673 1.0000 5.250 0.7504 0.01895 0.00927 0.0041 0.3607 1.0000 5.500 0.7735 0.01921 0.00965 0.0047 0.3535 1.0000 5.750 0.7964 0.01944 0.00995 0.0055 0.3466 1.0000 6.000 0.8192 0.01972 0.01034 0.0061 0.3393 1.0000 6.250 0.8417 0.01997 0.01067 0.0069 0.3321 1.0000 6.500 0.8639 0.02028 0.01114 0.0077 0.3243 1.0000 6.750 0.8859 0.02053 0.01146 0.0085 0.3169 1.0000 7.000 0.9075 0.02087 0.01197 0.0093 0.3081 1.0000 7.250 0.9288 0.02113 0.01229 0.0103 0.3003 1.0000 7.500 0.9496 0.02147 0.01281 0.0112 0.2907 1.0000 7.750 0.9700 0.02181 0.01334 0.0122 0.2811 1.0000 8.000 0.9901 0.02212 0.01374 0.0133 0.2718 1.0000 8.250 1.0094 0.02250 0.01427 0.0144 0.2610 1.0000 8.500 1.0280 0.02292 0.01487 0.0156 0.2496 1.0000 8.750 1.0458 0.02337 0.01546 0.0169 0.2377 1.0000 9.000 1.0627 0.02386 0.01608 0.0183 0.2250 1.0000 9.250 1.0782 0.02442 0.01680 0.0199 0.2115 1.0000 9.500 1.0922 0.02507 0.01756 0.0215 0.1977 1.0000 9.750 1.1043 0.02583 0.01841 0.0234 0.1830 1.0000 10.000 1.1139 0.02671 0.01937 0.0255 0.1687 1.0000 10.250 1.1207 0.02771 0.02044 0.0279 0.1547 1.0000 10.500 1.1241 0.02885 0.02163 0.0306 0.1418 1.0000 10.750 1.1236 0.03012 0.02295 0.0337 0.1305 1.0000 11.000 1.1185 0.03152 0.02438 0.0372 0.1216 1.0000 11.250 1.1068 0.03296 0.02588 0.0414 0.1144 1.0000 11.500 1.0897 0.03467 0.02761 0.0455 0.1099 1.0000 11.750 1.0767 0.03684 0.02988 0.0478 0.1045 1.0000 12.000 1.0628 0.03961 0.03268 0.0490 0.1000 1.0000 12.250 1.0520 0.04258 0.03577 0.0495 0.0947 1.0000 12.500 1.0398 0.04598 0.03923 0.0495 0.0897 1.0000 12.750 1.0272 0.04961 0.04284 0.0492 0.0859 1.0000 13.000 1.0180 0.05312 0.04648 0.0488 0.0808 1.0000 13.250 1.0065 0.05698 0.05039 0.0480 0.0770 1.0000 13.500 0.9960 0.06081 0.05420 0.0472 0.0735 1.0000 13.750 0.9880 0.06452 0.05805 0.0464 0.0694 1.0000 14.000 0.9783 0.06854 0.06213 0.0453 0.0658 1.0000 14.500 0.9623 0.07641 0.07010 0.0431 0.0592 1.0000 14.750 0.9549 0.08058 0.07437 0.0417 0.0559 1.0000 15.000 0.9487 0.08458 0.07838 0.0404 0.0534 1.0000 15.250 0.9434 0.08851 0.08235 0.0392 0.0505 1.0000 15.500 0.9365 0.09299 0.08699 0.0376 0.0479 1.0000 15.750 0.9295 0.09759 0.09167 0.0357 0.0453 1.0000 16.000 0.9237 0.10199 0.09612 0.0340 0.0432 1.0000 16.250 0.9205 0.10577 0.09989 0.0327 0.0410 1.0000 16.500 0.9118 0.11110 0.10542 0.0305 0.0395 1.0000 16.750 0.9022 0.11674 0.11121 0.0280 0.0382 1.0000 17.000 0.8905 0.12298 0.11759 0.0252 0.0369 1.0000 17.250 0.8787 0.12940 0.12411 0.0222 0.0357 1.0000 17.500 0.8675 0.13590 0.13070 0.0190 0.0347 1.0000 17.750 0.8755 0.13747 0.13214 0.0184 0.0319 1.0000 18.000 0.8570 0.14612 0.14094 0.0141 0.0316 1.0000 18.250 0.8327 0.15684 0.15177 0.0088 0.0316 1.0000 18.500 0.7982 0.17173 0.16665 0.0020 0.0316 1.0000