XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 340 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 -0.5352 0.09605 0.09189 -0.0070 1.0000 0.0990 -9.000 -0.5690 0.09231 0.08808 -0.0100 1.0000 0.0997 -8.750 -0.6020 0.09035 0.08597 -0.0088 1.0000 0.1001 -8.500 -0.5462 0.08290 0.07883 -0.0091 1.0000 0.1048 -8.250 -0.5493 0.07953 0.07547 -0.0087 1.0000 0.1078 -8.000 -0.5636 0.07637 0.07227 -0.0079 1.0000 0.1115 -7.750 -0.6100 0.07713 0.07247 -0.0043 1.0000 0.1154 -7.500 -0.5805 0.06916 0.06492 -0.0058 1.0000 0.1188 -7.250 -0.5705 0.06607 0.06187 -0.0048 1.0000 0.1238 -6.750 -0.5697 0.05996 0.05566 -0.0017 1.0000 0.1370 -6.250 -0.5440 0.05407 0.04967 -0.0025 0.9595 0.1587 -5.500 -0.4720 0.03903 0.03207 0.0018 0.8582 0.0752 -5.250 -0.4490 0.03531 0.02770 0.0048 0.8323 0.0591 -5.000 -0.4281 0.03228 0.02390 0.0080 0.8107 0.0532 -4.750 -0.4050 0.03044 0.02163 0.0098 0.7890 0.0532 -4.500 -0.3801 0.02887 0.01993 0.0108 0.7684 0.0555 -4.250 -0.3518 0.02722 0.01796 0.0117 0.7501 0.0566 -4.000 -0.3200 0.02555 0.01601 0.0121 0.7328 0.0576 -3.750 -0.2871 0.02416 0.01438 0.0122 0.7166 0.0603 -3.500 -0.2568 0.02285 0.01309 0.0122 0.7015 0.0679 -3.250 -0.2295 0.02165 0.01189 0.0129 0.6879 0.0776 -3.000 -0.2075 0.02067 0.01090 0.0146 0.6757 0.1002 -2.750 0.0552 0.02224 0.01495 -0.0151 0.6431 1.0000 -2.500 0.0787 0.02201 0.01451 -0.0151 0.6307 1.0000 -2.250 0.1019 0.02184 0.01409 -0.0149 0.6201 1.0000 -2.000 0.1252 0.02168 0.01372 -0.0147 0.6099 1.0000 -1.750 0.1494 0.02158 0.01347 -0.0147 0.6000 1.0000 -1.500 0.1726 0.02149 0.01316 -0.0144 0.5917 1.0000 -1.250 0.1974 0.02144 0.01301 -0.0145 0.5819 1.0000 -1.000 0.2207 0.02141 0.01277 -0.0140 0.5745 1.0000 -0.750 0.2459 0.02143 0.01273 -0.0142 0.5656 1.0000 -0.500 0.2698 0.02145 0.01259 -0.0139 0.5588 1.0000 -0.250 0.2948 0.02154 0.01262 -0.0139 0.5514 1.0000 0.000 0.3192 0.02160 0.01258 -0.0138 0.5440 1.0000 0.250 0.3432 0.02171 0.01255 -0.0134 0.5382 1.0000 0.500 0.3687 0.02188 0.01274 -0.0137 0.5307 1.0000 0.750 0.3928 0.02200 0.01274 -0.0133 0.5250 1.0000 1.000 0.4178 0.02223 0.01295 -0.0133 0.5189 1.0000 1.250 0.4426 0.02244 0.01315 -0.0133 0.5122 1.0000 1.500 0.4666 0.02261 0.01322 -0.0129 0.5074 1.0000 1.750 0.4918 0.02298 0.01364 -0.0131 0.5017 1.0000 2.000 0.5165 0.02328 0.01396 -0.0130 0.4957 1.0000 2.250 0.5405 0.02348 0.01407 -0.0125 0.4910 1.0000 2.500 0.5651 0.02393 0.01459 -0.0126 0.4854 1.0000 2.750 0.5895 0.02435 0.01507 -0.0126 0.4795 1.0000 3.000 0.6134 0.02459 0.01525 -0.0122 0.4749 1.0000 3.250 0.6373 0.02507 0.01578 -0.0120 0.4699 1.0000 3.500 0.6612 0.02570 0.01655 -0.0122 0.4639 1.0000 3.750 0.6849 0.02604 0.01688 -0.0117 0.4595 1.0000 4.000 0.7086 0.02632 0.01708 -0.0111 0.4559 1.0000 4.250 0.7309 0.02734 0.01837 -0.0115 0.4488 1.0000 4.500 0.7540 0.02776 0.01884 -0.0110 0.4439 1.0000 4.750 0.7776 0.02799 0.01901 -0.0103 0.4402 1.0000 5.000 0.7978 0.02922 0.02049 -0.0104 0.4335 1.0000 5.250 0.8195 0.02985 0.02121 -0.0099 0.4283 1.0000 5.500 0.8431 0.03004 0.02137 -0.0091 0.4246 1.0000 5.750 0.8610 0.03138 0.02293 -0.0089 0.4184 1.0000 6.000 0.8801 0.03228 0.02397 -0.0083 0.4124 1.0000 6.250 0.9039 0.03233 0.02400 -0.0073 0.4086 1.0000 6.500 0.9188 0.03384 0.02572 -0.0066 0.4025 1.0000 6.750 0.9347 0.03495 0.02699 -0.0057 0.3960 1.0000 7.000 0.9600 0.03471 0.02672 -0.0047 0.3923 1.0000 7.250 0.9683 0.03681 0.02908 -0.0036 0.3852 1.0000 7.500 0.9839 0.03769 0.03009 -0.0023 0.3791 1.0000 7.750 1.0128 0.03700 0.02934 -0.0013 0.3756 1.0000 8.000 1.0071 0.04030 0.03299 0.0005 0.3670 1.0000 8.250 1.0296 0.04017 0.03290 0.0018 0.3619 1.0000 8.500 1.0665 0.03863 0.03124 0.0025 0.3585 1.0000 8.750 1.0401 0.04343 0.03647 0.0057 0.3486 1.0000 9.000 1.0809 0.04141 0.03440 0.0063 0.3446 1.0000 9.250 1.0626 0.04506 0.03831 0.0096 0.3369 1.0000 9.500 1.0775 0.04532 0.03866 0.0114 0.3308 1.0000 9.750 1.1434 0.04114 0.03433 0.0105 0.3268 1.0000 10.000 0.7660 0.07787 0.07098 0.0203 0.3085 1.0000 10.250 1.1547 0.04305 0.03655 0.0154 0.3126 1.0000 10.750 1.1480 0.04584 0.03963 0.0218 0.2989 1.0000 11.000 1.1755 0.04475 0.03860 0.0231 0.2922 1.0000 11.500 1.2126 0.04351 0.03748 0.0271 0.2771 1.0000 12.000 1.2302 0.04325 0.03738 0.0327 0.2618 1.0000 12.250 1.1396 0.04907 0.04327 0.0424 0.2620 1.0000 12.500 1.1581 0.04789 0.04215 0.0447 0.2538 1.0000 12.750 1.0804 0.05519 0.04944 0.0483 0.2517 1.0000 13.000 0.6753 0.11612 0.10953 0.0272 0.2302 1.0000 13.250 0.6980 0.11523 0.10872 0.0292 0.2240 1.0000 14.000 1.1408 0.05326 0.04770 0.0580 0.2097 1.0000 14.250 1.0537 0.06528 0.05976 0.0557 0.2084 1.0000 14.500 1.1470 0.05513 0.04954 0.0605 0.1916 1.0000 14.750 1.0619 0.06772 0.06226 0.0569 0.1916 1.0000 15.000 1.1168 0.06214 0.05662 0.0602 0.1774 1.0000 15.250 0.9933 0.08232 0.07690 0.0524 0.1796 1.0000 15.500 1.0881 0.07006 0.06462 0.0586 0.1634 1.0000 15.750 1.1147 0.06848 0.06289 0.0603 0.1512 1.0000 16.000 1.0624 0.07840 0.07302 0.0563 0.1500 1.0000 16.250 1.0730 0.07920 0.07379 0.0566 0.1405 1.0000 16.500 1.0135 0.09143 0.08618 0.0513 0.1401 1.0000 16.750 1.0611 0.08623 0.08086 0.0546 0.1271 1.0000 17.000 1.0087 0.09784 0.09263 0.0494 0.1266 1.0000 17.250 0.7117 0.16936 0.16357 0.0165 0.1395 1.0000