XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 378 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.2490 0.12386 0.12037 -0.0306 0.9157 0.0146 -9.750 -0.2423 0.12062 0.11718 -0.0302 0.9261 0.0150 -9.500 -0.2330 0.11788 0.11446 -0.0315 0.9248 0.0153 -9.250 -0.2231 0.11537 0.11194 -0.0331 0.9207 0.0156 -9.000 -0.2116 0.11359 0.11011 -0.0363 0.9065 0.0159 -8.750 -0.2072 0.11031 0.10698 -0.0337 0.9340 0.0162 -8.500 -0.1961 0.10872 0.10533 -0.0365 0.9182 0.0164 -8.250 -0.1879 0.10765 0.10424 -0.0386 0.9076 0.0165 -8.000 -0.1815 0.10568 0.10230 -0.0387 0.9102 0.0166 -7.750 -0.1754 0.10435 0.10100 -0.0398 0.9074 0.0167 -7.500 -0.1661 0.10322 0.09983 -0.0427 0.8947 0.0167 -7.250 -0.1563 0.10124 0.09788 -0.0439 0.8992 0.0167 -6.750 -0.1352 0.09382 0.09048 -0.0452 0.8899 0.0170 -6.500 -0.1280 0.08942 0.08605 -0.0438 0.8845 0.0174 -6.250 -0.1187 0.08606 0.08276 -0.0426 0.8879 0.0178 -6.000 -0.1067 0.08350 0.08018 -0.0436 0.8825 0.0182 -5.750 -0.0943 0.08081 0.07752 -0.0441 0.8789 0.0188 -5.500 -0.0777 0.07863 0.07527 -0.0473 0.8647 0.0194 -5.250 -0.0638 0.07586 0.07254 -0.0472 0.8640 0.0198 -5.000 -0.0492 0.07315 0.06984 -0.0474 0.8571 0.0208 -4.750 -0.0314 0.07064 0.06730 -0.0488 0.8449 0.0218 -4.500 -0.0084 0.06839 0.06498 -0.0514 0.8315 0.0228 -4.250 0.0288 0.06762 0.06408 -0.0577 0.8134 0.0236 -4.000 0.0680 0.06593 0.06225 -0.0649 0.8015 0.0238 -3.750 0.0725 0.06067 0.05700 -0.0616 0.7694 0.0244 -3.500 0.0898 0.05674 0.05322 -0.0628 0.7227 0.0260 -3.250 0.1176 0.05418 0.05050 -0.0661 0.7085 0.0288 -3.000 0.1602 0.05198 0.04809 -0.0731 0.7001 0.0321 -2.750 0.2254 0.05164 0.04733 -0.0847 0.6892 0.0332 -2.500 0.2532 0.05923 0.05452 -0.1065 0.6430 0.0333 -2.250 0.1797 0.06271 0.05807 -0.0915 0.6295 0.0331 -2.000 0.1317 0.06461 0.05999 -0.0814 0.6193 0.0328 -1.750 0.0874 0.06638 0.06176 -0.0729 0.6097 0.0322 -1.500 0.0858 0.06925 0.06451 -0.0697 0.6014 0.0328 -1.250 0.0414 0.07208 0.06733 -0.0616 0.5932 0.0322 -1.000 0.0286 0.07569 0.07086 -0.0568 0.5846 0.0326 -0.750 -0.0223 0.07994 0.07509 -0.0478 0.5768 0.0315 -0.500 -0.0499 0.07920 0.07461 -0.0356 0.5636 0.0323 -0.250 -0.0556 0.08484 0.08014 -0.0307 0.5560 0.0328 0.000 -0.1180 0.09111 0.08646 -0.0197 0.5488 0.0313 0.250 -0.1984 0.10418 0.09959 -0.0047 0.5385 0.0276 0.500 -0.2251 0.11044 0.10583 0.0034 0.5312 0.0273 0.750 -0.2613 0.11790 0.11330 0.0132 0.5240 0.0274 1.000 -0.2802 0.12282 0.11822 0.0212 0.5174 0.0280 1.250 -0.3032 0.12829 0.12373 0.0300 0.5105 0.0282 1.500 -0.3261 0.13499 0.13046 0.0393 0.5034 0.0297 1.750 -0.3278 0.14029 0.13579 0.0461 0.4972 0.0309 2.000 -0.3475 0.14861 0.14369 0.0500 0.5004 0.0302 2.250 -0.3336 0.15731 0.15237 0.0566 0.4954 0.0327 7.500 0.9836 0.09481 0.08871 -0.0135 0.4259 0.7669 7.750 0.9662 0.09476 0.08860 -0.0051 0.4233 0.7690 8.000 0.9400 0.09316 0.08691 0.0046 0.4218 0.7699 8.250 0.9510 0.09480 0.08865 0.0072 0.4140 0.7702 8.500 0.9634 0.09727 0.09112 0.0099 0.4081 0.7703 8.750 0.9781 0.09615 0.09005 0.0111 0.4007 0.7707 9.000 0.9967 0.09514 0.08898 0.0116 0.3945 0.7709 9.250 1.0170 0.09516 0.08910 0.0124 0.3850 0.7709 9.500 1.0408 0.09374 0.08766 0.0121 0.3767 0.7710 9.750 1.0573 0.09441 0.08841 0.0139 0.3666 0.7710 10.000 1.0731 0.09533 0.08944 0.0160 0.3549 0.7710 10.250 1.0984 0.09387 0.08803 0.0155 0.3415 0.7711 10.500 1.1252 0.09229 0.08646 0.0147 0.3252 0.7712 12.250 1.5502 0.04232 0.03538 -0.0492 0.0352 0.8565 12.500 1.5537 0.04548 0.03865 -0.0520 0.0298 0.8527 12.750 1.5487 0.04938 0.04258 -0.0532 0.0261 0.8553 13.000 1.5390 0.05397 0.04733 -0.0535 0.0237 0.8561 13.250 1.5356 0.05798 0.05154 -0.0538 0.0213 0.8550 13.500 1.5309 0.06259 0.05626 -0.0555 0.0193 0.8569 13.750 1.5210 0.06705 0.06080 -0.0547 0.0181 0.8537 14.000 1.5120 0.07179 0.06563 -0.0539 0.0168 0.8535 14.250 1.5102 0.07584 0.06990 -0.0549 0.0157 0.8538 14.500 1.5061 0.08018 0.07441 -0.0561 0.0143 0.8537 14.750 1.5007 0.08455 0.07892 -0.0565 0.0133 0.8518 15.000 1.4961 0.08928 0.08375 -0.0585 0.0125 0.8533 15.250 1.4901 0.09398 0.08857 -0.0589 0.0120 0.8523 15.500 1.4823 0.09922 0.09399 -0.0591 0.0115 0.8513 15.750 1.4719 0.10539 0.10042 -0.0606 0.0113 0.8524 16.000 1.4613 0.11166 0.10691 -0.0632 0.0112 0.8527 16.250 1.4505 0.11784 0.11332 -0.0653 0.0111 0.8507 16.500 1.4385 0.12448 0.12019 -0.0682 0.0111 0.8494 16.750 1.4260 0.13152 0.12745 -0.0715 0.0111 0.8486 17.000 1.4139 0.13916 0.13530 -0.0765 0.0111 0.8503 17.250 1.4008 0.14707 0.14341 -0.0814 0.0110 0.8503 17.500 1.3874 0.15511 0.15163 -0.0858 0.0111 0.8490