XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 331 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.4689 0.10779 0.10320 -0.0026 1.0000 0.0738 -9.250 -0.4790 0.10419 0.09967 -0.0076 1.0000 0.0747 -9.000 -0.4959 0.10032 0.09586 -0.0138 1.0000 0.0751 -8.750 -0.4645 0.09569 0.09126 -0.0068 1.0000 0.0796 -8.500 -0.4629 0.09206 0.08769 -0.0082 1.0000 0.0817 -8.250 -0.4691 0.08807 0.08376 -0.0113 1.0000 0.0848 -8.000 -0.4792 0.08442 0.08014 -0.0135 1.0000 0.0860 -7.750 -0.4946 0.08147 0.07719 -0.0142 1.0000 0.0873 -7.500 -0.5223 0.08049 0.07594 -0.0146 1.0000 0.0890 -7.250 -0.5064 0.07397 0.06964 -0.0143 1.0000 0.0915 -7.000 -0.4940 0.07072 0.06647 -0.0130 1.0000 0.0967 -6.750 -0.5023 0.06886 0.06438 -0.0125 1.0000 0.1027 -6.500 -0.5017 0.06458 0.06006 -0.0116 1.0000 0.1060 -6.250 -0.4885 0.06115 0.05675 -0.0104 1.0000 0.1107 -6.000 -0.4970 0.06044 0.05558 -0.0078 1.0000 0.1199 -5.750 -0.4808 0.05540 0.05087 -0.0071 1.0000 0.1245 -5.500 -0.4864 0.05459 0.04976 -0.0036 1.0000 0.1357 -5.250 -0.4868 0.05148 0.04694 -0.0007 1.0000 0.1386 -5.000 -0.4580 0.04796 0.04333 -0.0039 0.9823 0.1555 -4.750 -0.4210 0.04429 0.03946 -0.0080 0.9586 0.1852 -3.750 -0.2585 0.02806 0.02011 -0.0092 0.8659 0.0586 -3.500 -0.2303 0.02599 0.01731 -0.0071 0.8418 0.0526 -3.250 -0.2027 0.02473 0.01567 -0.0056 0.8198 0.0516 -3.000 -0.1742 0.02277 0.01360 -0.0051 0.7992 0.0542 -2.750 -0.1466 0.02166 0.01239 -0.0042 0.7790 0.0586 -2.500 0.1108 0.01678 0.01033 -0.0382 0.7515 1.0000 -2.250 0.1308 0.01675 0.00999 -0.0370 0.7317 1.0000 -2.000 0.1517 0.01673 0.00967 -0.0358 0.7139 1.0000 -1.750 0.1731 0.01673 0.00940 -0.0348 0.6975 1.0000 -1.500 0.1947 0.01676 0.00919 -0.0339 0.6824 1.0000 -1.250 0.2164 0.01680 0.00901 -0.0329 0.6681 1.0000 -1.000 0.2383 0.01686 0.00887 -0.0320 0.6548 1.0000 -0.750 0.2603 0.01693 0.00874 -0.0310 0.6429 1.0000 -0.500 0.2827 0.01701 0.00865 -0.0301 0.6310 1.0000 -0.250 0.3054 0.01712 0.00864 -0.0294 0.6188 1.0000 0.000 0.3281 0.01724 0.00863 -0.0286 0.6082 1.0000 0.250 0.3508 0.01737 0.00859 -0.0277 0.5986 1.0000 0.500 0.3740 0.01753 0.00869 -0.0271 0.5877 1.0000 0.750 0.3971 0.01770 0.00875 -0.0264 0.5786 1.0000 1.000 0.4202 0.01787 0.00883 -0.0257 0.5693 1.0000 1.250 0.4435 0.01808 0.00901 -0.0250 0.5601 1.0000 1.500 0.4667 0.01826 0.00908 -0.0242 0.5521 1.0000 1.750 0.4901 0.01853 0.00936 -0.0237 0.5429 1.0000 2.000 0.5134 0.01872 0.00944 -0.0229 0.5358 1.0000 2.250 0.5366 0.01903 0.00980 -0.0224 0.5267 1.0000 2.500 0.5600 0.01924 0.00990 -0.0215 0.5200 1.0000 2.750 0.5831 0.01960 0.01036 -0.0210 0.5113 1.0000 3.000 0.6065 0.01982 0.01050 -0.0202 0.5047 1.0000 3.250 0.6293 0.02022 0.01100 -0.0197 0.4963 1.0000 3.500 0.6527 0.02047 0.01120 -0.0189 0.4898 1.0000 3.750 0.6751 0.02092 0.01177 -0.0183 0.4818 1.0000 4.000 0.6981 0.02121 0.01204 -0.0175 0.4750 1.0000 4.250 0.7203 0.02169 0.01261 -0.0168 0.4678 1.0000 4.500 0.7428 0.02204 0.01299 -0.0160 0.4605 1.0000 4.750 0.7650 0.02249 0.01351 -0.0152 0.4537 1.0000 5.000 0.7867 0.02294 0.01405 -0.0143 0.4460 1.0000 5.250 0.8093 0.02330 0.01440 -0.0134 0.4398 1.0000 5.500 0.8297 0.02387 0.01516 -0.0125 0.4314 1.0000 5.750 0.8533 0.02409 0.01531 -0.0116 0.4256 1.0000 6.000 0.8719 0.02480 0.01626 -0.0106 0.4164 1.0000 6.250 0.8959 0.02495 0.01633 -0.0096 0.4107 1.0000 6.500 0.9131 0.02574 0.01741 -0.0084 0.4013 1.0000 6.750 0.9376 0.02582 0.01740 -0.0075 0.3953 1.0000 7.000 0.9536 0.02662 0.01848 -0.0061 0.3855 1.0000 7.250 0.9767 0.02677 0.01863 -0.0050 0.3787 1.0000 7.500 0.9939 0.02736 0.01942 -0.0036 0.3691 1.0000 7.750 1.0137 0.02773 0.01988 -0.0023 0.3609 1.0000 8.000 1.0349 0.02784 0.02005 -0.0010 0.3519 1.0000 8.250 1.0509 0.02842 0.02083 0.0007 0.3421 1.0000 8.500 1.0759 0.02817 0.02050 0.0017 0.3337 1.0000 8.750 1.0910 0.02858 0.02112 0.0036 0.3227 1.0000 9.000 1.1069 0.02894 0.02165 0.0054 0.3120 1.0000 9.250 1.1276 0.02885 0.02157 0.0069 0.3017 1.0000 9.500 1.1484 0.02865 0.02136 0.0084 0.2903 1.0000 9.750 1.1605 0.02897 0.02188 0.0108 0.2778 1.0000 10.000 1.1733 0.02919 0.02224 0.0131 0.2649 1.0000 10.250 1.1855 0.02940 0.02254 0.0155 0.2515 1.0000 10.500 1.1957 0.02966 0.02286 0.0182 0.2376 1.0000 10.750 1.2033 0.03006 0.02331 0.0211 0.2236 1.0000 11.000 1.2077 0.03060 0.02389 0.0244 0.2094 1.0000 11.250 1.2087 0.03135 0.02468 0.0279 0.1958 1.0000 11.500 1.2064 0.03226 0.02561 0.0317 0.1830 1.0000 11.750 1.2021 0.03335 0.02667 0.0356 0.1714 1.0000 12.000 1.1955 0.03441 0.02762 0.0397 0.1611 1.0000 12.250 1.1817 0.03590 0.02921 0.0439 0.1525 1.0000 12.500 1.1730 0.03770 0.03103 0.0466 0.1437 1.0000 12.750 1.1687 0.03955 0.03278 0.0485 0.1340 1.0000 13.000 1.1576 0.04207 0.03543 0.0498 0.1264 1.0000 13.250 1.1523 0.04457 0.03794 0.0507 0.1184 1.0000 13.500 1.1535 0.04664 0.03982 0.0516 0.1091 1.0000 13.750 1.1390 0.05024 0.04372 0.0515 0.1043 1.0000 14.000 1.1420 0.05241 0.04574 0.0522 0.0960 1.0000 14.250 1.1284 0.05632 0.04992 0.0514 0.0923 1.0000 14.500 1.1367 0.05821 0.05161 0.0524 0.0844 1.0000 14.750 1.1202 0.06271 0.05642 0.0511 0.0819 1.0000 15.000 1.1077 0.06695 0.06085 0.0498 0.0786 1.0000 15.250 1.1154 0.06906 0.06281 0.0505 0.0724 1.0000 15.500 1.0974 0.07425 0.06827 0.0485 0.0709 1.0000 15.750 1.0784 0.07985 0.07410 0.0461 0.0693 1.0000 16.000 1.0597 0.08578 0.08023 0.0434 0.0682 1.0000 16.250 1.0367 0.09286 0.08752 0.0400 0.0681 1.0000 16.500 1.0021 0.10241 0.09729 0.0347 0.0696 1.0000 16.750 0.9641 0.11343 0.10844 0.0286 0.0717 1.0000 17.000 0.9274 0.12507 0.12014 0.0224 0.0731 1.0000