XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 333 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.3713 0.10735 0.10273 -0.0236 1.0000 0.0666 -9.000 -0.3774 0.10451 0.09997 -0.0275 1.0000 0.0669 -8.750 -0.3881 0.10145 0.09698 -0.0317 1.0000 0.0671 -8.500 -0.3541 0.09527 0.09080 -0.0241 1.0000 0.0704 -8.250 -0.3480 0.09211 0.08769 -0.0241 1.0000 0.0731 -8.000 -0.3494 0.08878 0.08444 -0.0256 1.0000 0.0761 -7.750 -0.3557 0.08554 0.08129 -0.0280 1.0000 0.0778 -7.500 -0.3684 0.08284 0.07866 -0.0293 1.0000 0.0792 -7.250 -0.3801 0.08054 0.07636 -0.0309 1.0000 0.0804 -7.000 -0.4004 0.07996 0.07564 -0.0310 1.0000 0.0814 -6.750 -0.3955 0.07429 0.07014 -0.0299 1.0000 0.0828 -6.500 -0.3860 0.07069 0.06673 -0.0275 1.0000 0.0851 -6.250 -0.3932 0.06885 0.06501 -0.0244 1.0000 0.0870 -6.000 -0.3930 0.06669 0.06288 -0.0245 0.9925 0.0905 -5.750 -0.3583 0.06141 0.05723 -0.0333 0.9724 0.0987 -5.500 -0.3218 0.05706 0.05284 -0.0376 0.9554 0.1079 -5.250 -0.2884 0.05235 0.04797 -0.0422 0.9382 0.1180 -5.000 -0.2552 0.04846 0.04382 -0.0459 0.9200 0.1323 -4.750 -0.2262 0.04524 0.04041 -0.0479 0.8988 0.1484 -4.500 -0.2051 0.04311 0.03792 -0.0482 0.8761 0.1751 -4.250 -0.1839 0.04005 0.03487 -0.0476 0.8551 0.1946 -4.000 -0.1688 0.03796 0.03270 -0.0459 0.8334 0.2259 -3.750 -0.1549 0.03718 0.03158 -0.0436 0.8142 0.2659 -3.500 -0.1381 0.03399 0.02852 -0.0416 0.7972 0.2907 -3.250 -0.0702 0.02912 0.02133 -0.0412 0.7841 0.0741 -3.000 -0.0428 0.02713 0.01876 -0.0392 0.7687 0.0634 -2.750 -0.0171 0.02555 0.01684 -0.0379 0.7536 0.0621 -2.500 0.0097 0.02421 0.01516 -0.0367 0.7391 0.0628 -2.250 0.0378 0.02284 0.01353 -0.0357 0.7253 0.0626 -2.000 0.0663 0.02167 0.01213 -0.0348 0.7122 0.0641 -1.750 0.2718 0.01611 0.00929 -0.0622 0.6924 1.0000 -1.500 0.2939 0.01620 0.00905 -0.0611 0.6793 1.0000 -1.250 0.3160 0.01630 0.00888 -0.0602 0.6674 1.0000 -1.000 0.3384 0.01641 0.00871 -0.0592 0.6567 1.0000 -0.750 0.3609 0.01653 0.00861 -0.0583 0.6457 1.0000 -0.500 0.3835 0.01669 0.00861 -0.0575 0.6348 1.0000 -0.250 0.4064 0.01685 0.00856 -0.0566 0.6259 1.0000 0.000 0.4292 0.01701 0.00857 -0.0558 0.6160 1.0000 0.250 0.4520 0.01722 0.00866 -0.0550 0.6069 1.0000 0.500 0.4753 0.01739 0.00866 -0.0542 0.5990 1.0000 0.750 0.4979 0.01764 0.00885 -0.0535 0.5898 1.0000 1.000 0.5215 0.01783 0.00887 -0.0526 0.5830 1.0000 1.250 0.5439 0.01812 0.00916 -0.0519 0.5740 1.0000 1.500 0.5676 0.01833 0.00921 -0.0511 0.5678 1.0000 1.750 0.5895 0.01868 0.00959 -0.0503 0.5590 1.0000 2.000 0.6131 0.01891 0.00969 -0.0495 0.5531 1.0000 2.250 0.6346 0.01932 0.01015 -0.0487 0.5451 1.0000 2.500 0.6578 0.01958 0.01032 -0.0479 0.5390 1.0000 2.750 0.6792 0.02003 0.01080 -0.0470 0.5319 1.0000 3.000 0.7017 0.02035 0.01109 -0.0462 0.5254 1.0000 3.250 0.7238 0.02076 0.01151 -0.0453 0.5195 1.0000 3.500 0.7446 0.02121 0.01200 -0.0443 0.5124 1.0000 3.750 0.7686 0.02148 0.01216 -0.0435 0.5074 1.0000 4.000 0.7869 0.02213 0.01297 -0.0423 0.4999 1.0000 4.250 0.8096 0.02244 0.01323 -0.0414 0.4942 1.0000 4.500 0.8289 0.02305 0.01395 -0.0402 0.4878 1.0000 4.750 0.8494 0.02352 0.01446 -0.0391 0.4814 1.0000 5.000 0.8731 0.02383 0.01470 -0.0383 0.4766 1.0000 5.250 0.8881 0.02465 0.01573 -0.0367 0.4690 1.0000 5.500 0.9113 0.02493 0.01599 -0.0357 0.4637 1.0000 5.750 0.9268 0.02574 0.01696 -0.0341 0.4569 1.0000 6.000 0.9473 0.02616 0.01742 -0.0329 0.4507 1.0000 6.250 0.9675 0.02665 0.01794 -0.0317 0.4451 1.0000 6.500 0.9821 0.02742 0.01888 -0.0299 0.4378 1.0000 6.750 1.0080 0.02750 0.01890 -0.0292 0.4328 1.0000 7.000 1.0162 0.02863 0.02029 -0.0266 0.4247 1.0000 7.250 1.0412 0.02869 0.02033 -0.0258 0.4191 1.0000 7.500 1.0506 0.02973 0.02157 -0.0234 0.4115 1.0000 7.750 1.0737 0.02983 0.02169 -0.0223 0.4052 1.0000 8.000 1.0854 0.03068 0.02269 -0.0201 0.3979 1.0000 8.250 1.1069 0.03083 0.02291 -0.0189 0.3909 1.0000 8.500 1.1199 0.03153 0.02375 -0.0167 0.3834 1.0000 8.750 1.1419 0.03158 0.02384 -0.0155 0.3760 1.0000 9.000 1.1535 0.03228 0.02469 -0.0132 0.3680 1.0000 9.250 1.1802 0.03200 0.02441 -0.0125 0.3605 1.0000 9.500 1.1873 0.03289 0.02552 -0.0098 0.3517 1.0000 9.750 1.2244 0.03202 0.02452 -0.0102 0.3440 1.0000 10.000 1.2258 0.03299 0.02578 -0.0067 0.3341 1.0000 10.250 1.2438 0.03310 0.02597 -0.0051 0.3250 1.0000 10.500 1.2778 0.03222 0.02499 -0.0052 0.3153 1.0000 10.750 1.2801 0.03299 0.02603 -0.0019 0.3047 1.0000 11.000 1.2923 0.03326 0.02642 0.0003 0.2941 1.0000 11.250 1.3100 0.03315 0.02635 0.0019 0.2830 1.0000 11.500 1.3273 0.03300 0.02620 0.0036 0.2713 1.0000 11.750 1.3415 0.03301 0.02620 0.0056 0.2590 1.0000 12.000 1.3405 0.03376 0.02711 0.0091 0.2474 1.0000 12.250 1.3368 0.03466 0.02815 0.0128 0.2366 1.0000 12.500 1.3345 0.03554 0.02908 0.0161 0.2257 1.0000 12.750 1.3329 0.03656 0.03010 0.0188 0.2145 1.0000 13.000 1.3320 0.03780 0.03129 0.0210 0.2031 1.0000 13.250 1.3255 0.03958 0.03311 0.0229 0.1925 1.0000 13.500 1.3138 0.04215 0.03580 0.0243 0.1829 1.0000 13.750 1.3073 0.04456 0.03822 0.0251 0.1731 1.0000 14.000 1.3037 0.04690 0.04050 0.0258 0.1627 1.0000 14.250 1.2962 0.04976 0.04339 0.0260 0.1536 1.0000 14.500 1.2844 0.05335 0.04710 0.0259 0.1457 1.0000 14.750 1.2825 0.05595 0.04964 0.0260 0.1368 1.0000 15.000 1.2726 0.05960 0.05340 0.0255 0.1296 1.0000 15.250 1.2653 0.06313 0.05698 0.0250 0.1224 1.0000 15.500 1.2692 0.06527 0.05896 0.0253 0.1132 1.0000 15.750 1.2493 0.07061 0.06458 0.0235 0.1095 1.0000 16.000 1.2564 0.07250 0.06634 0.0239 0.1009 1.0000 16.250 1.2361 0.07830 0.07244 0.0216 0.0981 1.0000 16.500 1.2266 0.08269 0.07693 0.0201 0.0932 1.0000 16.750 1.2258 0.08598 0.08022 0.0195 0.0876 1.0000 17.000 1.2045 0.09261 0.08711 0.0165 0.0853 1.0000 17.250 1.1893 0.09849 0.09316 0.0139 0.0827 1.0000 17.500 1.0682 0.12592 0.12113 -0.0016 0.0956 1.0000 17.750 1.0608 0.13125 0.12650 -0.0041 0.0918 1.0000 18.000 1.0378 0.14038 0.13565 -0.0086 0.0900 1.0000 18.250 0.8527 0.20872 0.20326 -0.0428 0.1511 1.0000