XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 334 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 -0.3218 0.10554 0.10095 -0.0319 1.0000 0.0632 -8.750 -0.3238 0.10269 0.09817 -0.0339 1.0000 0.0633 -8.500 -0.3361 0.10032 0.09590 -0.0374 1.0000 0.0635 -8.250 -0.3030 0.09410 0.08969 -0.0306 1.0000 0.0668 -8.000 -0.2992 0.09129 0.08694 -0.0304 1.0000 0.0698 -7.750 -0.3022 0.08850 0.08426 -0.0312 1.0000 0.0716 -7.500 -0.3116 0.08593 0.08181 -0.0322 1.0000 0.0732 -7.250 -0.3234 0.08367 0.07966 -0.0320 1.0000 0.0738 -7.000 -0.3419 0.08207 0.07815 -0.0329 1.0000 0.0755 -6.750 -0.3628 0.08134 0.07755 -0.0299 1.0000 0.0757 -6.500 -0.3584 0.07947 0.07539 -0.0375 0.9859 0.0769 -6.250 -0.3274 0.07202 0.06828 -0.0368 0.9801 0.0810 -6.000 -0.2921 0.06730 0.06342 -0.0444 0.9633 0.0878 -5.750 -0.2617 0.06198 0.05783 -0.0520 0.9453 0.0937 -5.500 -0.2268 0.05763 0.05346 -0.0559 0.9313 0.1013 -5.250 -0.1974 0.05331 0.04886 -0.0604 0.9129 0.1108 -5.000 -0.1690 0.05065 0.04578 -0.0634 0.8931 0.1247 -4.750 -0.1409 0.04753 0.04257 -0.0647 0.8741 0.1378 -4.500 -0.1197 0.04394 0.03891 -0.0650 0.8550 0.1487 -4.250 -0.1014 0.04175 0.03652 -0.0643 0.8352 0.1672 -4.000 -0.0870 0.03966 0.03423 -0.0630 0.8161 0.1934 -3.500 -0.0579 0.03578 0.03022 -0.0593 0.7826 0.2599 -3.250 -0.0426 0.03381 0.02821 -0.0571 0.7679 0.2943 -3.000 -0.0233 0.03239 0.02652 -0.0555 0.7543 0.3208 -2.750 0.0515 0.02821 0.01997 -0.0560 0.7430 0.0735 -2.500 0.0794 0.02660 0.01779 -0.0542 0.7301 0.0625 -2.250 0.1058 0.02503 0.01593 -0.0532 0.7182 0.0616 -2.000 0.1334 0.02396 0.01452 -0.0521 0.7070 0.0627 -1.750 0.1603 0.02295 0.01327 -0.0511 0.6945 0.0635 -1.500 0.1878 0.02158 0.01185 -0.0504 0.6837 0.0649 -1.250 0.3694 0.01623 0.00918 -0.0748 0.6669 1.0000 -1.000 0.3921 0.01635 0.00890 -0.0736 0.6575 1.0000 -0.750 0.4139 0.01651 0.00885 -0.0727 0.6464 1.0000 -0.500 0.4364 0.01668 0.00878 -0.0717 0.6374 1.0000 -0.250 0.4589 0.01685 0.00875 -0.0708 0.6281 1.0000 0.000 0.4811 0.01706 0.00881 -0.0698 0.6191 1.0000 0.250 0.5040 0.01725 0.00881 -0.0689 0.6110 1.0000 0.500 0.5260 0.01752 0.00897 -0.0680 0.6027 1.0000 0.750 0.5488 0.01773 0.00903 -0.0671 0.5951 1.0000 1.000 0.5707 0.01804 0.00925 -0.0662 0.5875 1.0000 1.250 0.5931 0.01831 0.00943 -0.0653 0.5802 1.0000 1.500 0.6157 0.01862 0.00962 -0.0644 0.5740 1.0000 1.750 0.6367 0.01896 0.00995 -0.0634 0.5661 1.0000 2.000 0.6604 0.01922 0.01006 -0.0625 0.5607 1.0000 2.250 0.6800 0.01969 0.01058 -0.0614 0.5531 1.0000 2.500 0.7025 0.02000 0.01082 -0.0605 0.5471 1.0000 2.750 0.7239 0.02041 0.01120 -0.0595 0.5412 1.0000 3.000 0.7437 0.02088 0.01170 -0.0583 0.5343 1.0000 3.250 0.7671 0.02117 0.01190 -0.0574 0.5293 1.0000 3.500 0.7852 0.02178 0.01258 -0.0561 0.5227 1.0000 3.750 0.8058 0.02220 0.01302 -0.0549 0.5166 1.0000 4.000 0.8300 0.02250 0.01322 -0.0542 0.5122 1.0000 4.250 0.8445 0.02328 0.01416 -0.0524 0.5050 1.0000 4.500 0.8657 0.02366 0.01453 -0.0513 0.4995 1.0000 4.750 0.8875 0.02411 0.01494 -0.0502 0.4947 1.0000 5.000 0.9010 0.02492 0.01594 -0.0483 0.4878 1.0000 5.250 0.9233 0.02525 0.01624 -0.0472 0.4827 1.0000 5.500 0.9403 0.02594 0.01699 -0.0457 0.4771 1.0000 5.750 0.9550 0.02667 0.01784 -0.0438 0.4706 1.0000 6.000 0.9795 0.02688 0.01803 -0.0430 0.4659 1.0000 6.250 0.9896 0.02790 0.01922 -0.0406 0.4593 1.0000 6.500 1.0080 0.02843 0.01979 -0.0391 0.4533 1.0000 6.750 1.0365 0.02848 0.01976 -0.0389 0.4488 1.0000 7.000 1.0377 0.02990 0.02147 -0.0354 0.4410 1.0000 7.250 1.0630 0.03001 0.02157 -0.0347 0.4356 1.0000 7.500 1.0759 0.03091 0.02259 -0.0327 0.4294 1.0000 7.750 1.0909 0.03158 0.02337 -0.0310 0.4224 1.0000 8.000 1.1252 0.03127 0.02299 -0.0313 0.4176 1.0000 8.250 1.1221 0.03300 0.02502 -0.0277 0.4090 1.0000 8.500 1.1553 0.03261 0.02459 -0.0279 0.4034 1.0000 8.750 1.1582 0.03410 0.02632 -0.0250 0.3955 1.0000 9.000 1.1886 0.03378 0.02600 -0.0249 0.3889 1.0000 9.250 1.1976 0.03486 0.02727 -0.0227 0.3812 1.0000 9.500 1.2258 0.03458 0.02703 -0.0223 0.3738 1.0000 9.750 1.2368 0.03545 0.02806 -0.0203 0.3658 1.0000 10.000 1.2694 0.03477 0.02738 -0.0203 0.3579 1.0000 10.250 1.2754 0.03578 0.02860 -0.0178 0.3491 1.0000 10.500 1.3207 0.03435 0.02706 -0.0190 0.3409 1.0000 10.750 1.3153 0.03581 0.02882 -0.0153 0.3314 1.0000 11.000 1.3405 0.03547 0.02853 -0.0145 0.3223 1.0000 11.250 1.3671 0.03491 0.02799 -0.0139 0.3123 1.0000 11.500 1.3667 0.03589 0.02920 -0.0106 0.3025 1.0000 11.750 1.3847 0.03575 0.02911 -0.0090 0.2922 1.0000 12.000 1.4075 0.03527 0.02859 -0.0079 0.2808 1.0000 12.250 1.4046 0.03601 0.02949 -0.0043 0.2707 1.0000 12.500 1.4004 0.03691 0.03051 -0.0006 0.2610 1.0000 12.750 1.4062 0.03735 0.03096 0.0019 0.2501 1.0000 13.000 1.4121 0.03788 0.03146 0.0040 0.2385 1.0000 13.250 1.4007 0.03968 0.03339 0.0068 0.2289 1.0000 13.500 1.3918 0.04172 0.03551 0.0087 0.2190 1.0000 13.750 1.3893 0.04347 0.03726 0.0100 0.2083 1.0000 14.000 1.3882 0.04525 0.03897 0.0111 0.1971 1.0000 14.250 1.3741 0.04848 0.04233 0.0118 0.1883 1.0000 14.500 1.3646 0.05155 0.04548 0.0121 0.1791 1.0000 14.750 1.3623 0.05400 0.04787 0.0125 0.1690 1.0000 15.000 1.3550 0.05708 0.05098 0.0124 0.1600 1.0000 15.250 1.3415 0.06119 0.05521 0.0119 0.1527 1.0000 15.500 1.3417 0.06367 0.05761 0.0120 0.1433 1.0000 15.750 1.3262 0.06825 0.06236 0.0109 0.1369 1.0000 16.000 1.3223 0.07151 0.06561 0.0105 0.1291 1.0000 16.250 1.3290 0.07335 0.06729 0.0107 0.1195 1.0000 16.500 1.3052 0.07964 0.07389 0.0084 0.1161 1.0000 16.750 1.3137 0.08131 0.07540 0.0087 0.1071 1.0000 17.000 1.2899 0.08801 0.08240 0.0059 0.1043 1.0000 17.250 1.2767 0.09329 0.08783 0.0039 0.0999 1.0000 17.500 1.2783 0.09626 0.09077 0.0033 0.0936 1.0000 17.750 1.2544 0.10364 0.09841 -0.0002 0.0915 1.0000 18.000 1.2702 0.10419 0.09880 0.0005 0.0836 1.0000 18.250 1.2440 0.11230 0.10719 -0.0036 0.0826 1.0000 18.500 1.2132 0.12167 0.11678 -0.0086 0.0822 1.0000 18.750 1.1759 0.13293 0.12826 -0.0149 0.0830 1.0000 19.000 1.1300 0.14694 0.14239 -0.0228 0.0844 1.0000 19.250 0.9527 0.20992 0.20479 -0.0550 0.1077 1.0000