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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.5519 0.09231 0.08908 -0.0058 1.0000 0.0327 -8.750 -0.5615 0.08869 0.08542 -0.0065 1.0000 0.0327 -8.500 -0.5721 0.08553 0.08221 -0.0057 1.0000 0.0327 -8.250 -0.5796 0.08239 0.07899 -0.0046 1.0000 0.0328 -8.000 -0.5880 0.07507 0.07171 -0.0046 1.0000 0.0335 -7.750 -0.5839 0.07131 0.06799 -0.0038 1.0000 0.0343 -7.500 -0.5808 0.06816 0.06483 -0.0028 1.0000 0.0349 -7.250 -0.5773 0.06511 0.06174 -0.0018 1.0000 0.0357 -7.000 -0.5735 0.06199 0.05855 -0.0006 1.0000 0.0369 -6.750 -0.5683 0.05884 0.05530 0.0007 1.0000 0.0383 -6.500 -0.5613 0.05579 0.05210 0.0022 1.0000 0.0400 -6.250 -0.5509 0.05561 0.05135 0.0058 1.0000 0.0438 -6.000 -0.5515 0.04969 0.04526 0.0080 1.0000 0.0449 -5.750 -0.5388 0.04598 0.04164 0.0087 1.0000 0.0462 -5.500 -0.5256 0.04347 0.03914 0.0101 1.0000 0.0481 -5.250 -0.5077 0.04108 0.03663 0.0109 0.9868 0.0513 -5.000 -0.4732 0.03737 0.03234 0.0090 0.9182 0.0590 -4.750 -0.4489 0.03504 0.02983 0.0092 0.8692 0.0626 -4.500 -0.4347 0.03358 0.02780 0.0125 0.8324 0.0720 -4.250 -0.4168 0.03138 0.02550 0.0142 0.8033 0.0759 -4.000 -0.3830 0.02477 0.01768 0.0190 0.7853 0.0295 -3.750 -0.3551 0.02242 0.01459 0.0214 0.7642 0.0241 -3.500 -0.3286 0.02109 0.01296 0.0225 0.7430 0.0238 -3.250 -0.2999 0.01873 0.01041 0.0227 0.7247 0.0259 -3.000 -0.2738 0.01800 0.00956 0.0233 0.7059 0.0290 -2.750 -0.2463 0.01686 0.00828 0.0240 0.6887 0.0303 -2.500 -0.2213 0.01598 0.00728 0.0251 0.6724 0.0321 -2.250 -0.2003 0.01493 0.00615 0.0269 0.6578 0.0361 -2.000 -0.1786 0.01429 0.00547 0.0284 0.6436 0.0502 -1.750 -0.0210 0.01467 0.00882 0.0089 0.6184 0.9516 -1.500 0.0569 0.01475 0.00855 -0.0004 0.5987 0.9751 -1.250 0.1115 0.01441 0.00795 -0.0058 0.5826 0.9876 -1.000 0.1524 0.01412 0.00746 -0.0087 0.5687 0.9947 -0.750 0.1939 0.01367 0.00683 -0.0118 0.5554 1.0000 -0.500 0.2167 0.01362 0.00663 -0.0111 0.5451 1.0000 -0.250 0.2398 0.01356 0.00645 -0.0105 0.5347 1.0000 0.000 0.2631 0.01352 0.00632 -0.0099 0.5242 1.0000 0.250 0.2864 0.01351 0.00619 -0.0092 0.5152 1.0000 0.500 0.3099 0.01350 0.00609 -0.0086 0.5060 1.0000 0.750 0.3336 0.01350 0.00603 -0.0081 0.4970 1.0000 1.000 0.3572 0.01354 0.00595 -0.0075 0.4894 1.0000 1.250 0.3811 0.01354 0.00594 -0.0069 0.4804 1.0000 1.500 0.4049 0.01361 0.00591 -0.0064 0.4731 1.0000 1.750 0.4289 0.01364 0.00592 -0.0058 0.4647 1.0000 2.000 0.4529 0.01372 0.00594 -0.0053 0.4577 1.0000 2.250 0.4770 0.01378 0.00598 -0.0047 0.4499 1.0000 2.500 0.5010 0.01387 0.00604 -0.0042 0.4431 1.0000 2.750 0.5252 0.01395 0.00612 -0.0037 0.4356 1.0000 3.000 0.5493 0.01408 0.00619 -0.0031 0.4294 1.0000 3.250 0.5734 0.01416 0.00631 -0.0026 0.4218 1.0000 3.500 0.5975 0.01431 0.00641 -0.0021 0.4158 1.0000 3.750 0.6217 0.01441 0.00659 -0.0016 0.4083 1.0000 4.000 0.6457 0.01457 0.00667 -0.0010 0.4022 1.0000 4.250 0.6698 0.01469 0.00689 -0.0005 0.3948 1.0000 4.500 0.6939 0.01484 0.00701 0.0001 0.3885 1.0000 4.750 0.7179 0.01499 0.00726 0.0006 0.3812 1.0000 5.000 0.7418 0.01514 0.00739 0.0012 0.3747 1.0000 5.250 0.7656 0.01532 0.00766 0.0017 0.3675 1.0000 5.500 0.7895 0.01546 0.00782 0.0023 0.3606 1.0000 5.750 0.8131 0.01566 0.00811 0.0029 0.3534 1.0000 6.000 0.8367 0.01581 0.00826 0.0036 0.3462 1.0000 6.250 0.8600 0.01599 0.00858 0.0042 0.3382 1.0000 6.500 0.8835 0.01615 0.00872 0.0048 0.3309 1.0000 6.750 0.9064 0.01632 0.00904 0.0055 0.3222 1.0000 7.000 0.9294 0.01651 0.00922 0.0062 0.3146 1.0000 7.250 0.9520 0.01664 0.00949 0.0070 0.3052 1.0000 7.500 0.9743 0.01684 0.00980 0.0078 0.2962 1.0000 7.750 0.9965 0.01702 0.00997 0.0086 0.2873 1.0000 8.000 1.0182 0.01717 0.01030 0.0094 0.2762 1.0000 8.250 1.0395 0.01737 0.01062 0.0103 0.2650 1.0000 8.500 1.0603 0.01760 0.01093 0.0113 0.2533 1.0000 8.750 1.0806 0.01786 0.01128 0.0123 0.2406 1.0000 9.000 1.1001 0.01816 0.01170 0.0134 0.2265 1.0000 9.250 1.1189 0.01854 0.01217 0.0146 0.2111 1.0000 9.500 1.1362 0.01903 0.01270 0.0159 0.1942 1.0000 9.750 1.1513 0.01969 0.01335 0.0174 0.1770 1.0000 10.000 1.1655 0.02042 0.01415 0.0190 0.1570 1.0000 10.250 1.1758 0.02140 0.01509 0.0211 0.1389 1.0000 10.500 1.1833 0.02250 0.01619 0.0235 0.1222 1.0000 10.750 1.1878 0.02369 0.01742 0.0262 0.1073 1.0000 11.000 1.1877 0.02499 0.01871 0.0296 0.0962 1.0000 11.250 1.1823 0.02637 0.02008 0.0335 0.0873 1.0000 11.500 1.1748 0.02755 0.02136 0.0379 0.0805 1.0000 11.750 1.1552 0.02878 0.02261 0.0437 0.0774 1.0000 12.000 1.1351 0.03070 0.02452 0.0479 0.0746 1.0000 12.250 1.1263 0.03267 0.02662 0.0500 0.0698 1.0000 12.500 1.1152 0.03523 0.02922 0.0514 0.0658 1.0000 12.750 1.1027 0.03818 0.03213 0.0524 0.0625 1.0000 13.000 1.0976 0.04084 0.03495 0.0529 0.0585 1.0000 13.250 1.0899 0.04389 0.03805 0.0527 0.0549 1.0000 13.500 1.0797 0.04707 0.04115 0.0532 0.0516 1.0000 13.750 1.0753 0.05007 0.04433 0.0529 0.0489 1.0000 14.000 1.0687 0.05336 0.04770 0.0524 0.0457 1.0000 14.250 1.0626 0.05652 0.05089 0.0521 0.0435 1.0000 14.500 1.0578 0.05937 0.05372 0.0525 0.0407 1.0000 14.750 1.0510 0.06303 0.05756 0.0514 0.0385 1.0000 15.000 1.0461 0.06649 0.06112 0.0504 0.0365 1.0000 15.250 1.0397 0.07030 0.06497 0.0491 0.0343 1.0000 15.500 1.0369 0.07310 0.06773 0.0496 0.0318 1.0000 15.750 1.0309 0.07718 0.07199 0.0479 0.0307 1.0000 16.000 1.0225 0.08181 0.07678 0.0458 0.0291 1.0000 16.250 1.0162 0.08608 0.08116 0.0441 0.0276 1.0000 16.500 1.0104 0.09031 0.08544 0.0422 0.0261 1.0000 16.750 1.0065 0.09407 0.08926 0.0411 0.0249 1.0000 17.000 0.9943 0.09943 0.09472 0.0389 0.0234 1.0000 17.250 0.9845 0.10478 0.10025 0.0366 0.0230 1.0000 17.500 0.9725 0.11083 0.10646 0.0334 0.0222 1.0000 17.750 0.9591 0.11728 0.11306 0.0301 0.0213 1.0000 18.000 0.9453 0.12384 0.11979 0.0270 0.0215 1.0000 18.250 0.9303 0.13105 0.12713 0.0230 0.0207 1.0000 18.500 0.9097 0.13976 0.13598 0.0185 0.0210 1.0000 18.750 0.8821 0.15043 0.14679 0.0129 0.0228 1.0000