XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 403 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.5810 0.10213 0.09596 -0.0402 1.0000 0.1665 -8.750 -0.5957 0.09304 0.08692 -0.0427 1.0000 0.1402 -8.500 -0.6518 0.08828 0.08224 -0.0426 1.0000 0.1389 -8.250 -0.7033 0.08357 0.07739 -0.0438 1.0000 0.1361 -8.000 -0.7007 0.07812 0.07194 -0.0431 1.0000 0.1271 -7.750 -0.7297 0.07224 0.06564 -0.0443 1.0000 0.1198 -7.500 -0.7300 0.06743 0.06066 -0.0441 1.0000 0.1149 -7.250 -0.7368 0.06163 0.05390 -0.0458 1.0000 0.1066 -7.000 -0.7240 0.05746 0.04956 -0.0455 1.0000 0.1039 -6.750 -0.7099 0.05331 0.04499 -0.0458 1.0000 0.1010 -6.500 -0.6917 0.04956 0.04072 -0.0462 1.0000 0.0990 -6.250 -0.6711 0.04653 0.03725 -0.0462 1.0000 0.0995 -6.000 -0.6490 0.04398 0.03429 -0.0460 1.0000 0.1009 -5.750 -0.6258 0.04164 0.03156 -0.0455 1.0000 0.1031 -5.500 -0.6027 0.03968 0.02928 -0.0443 1.0000 0.1047 -5.250 -0.5801 0.03814 0.02743 -0.0427 1.0000 0.1071 -5.000 -0.5623 0.03673 0.02620 -0.0396 1.0000 0.1116 -4.750 -0.5436 0.03585 0.02523 -0.0369 1.0000 0.1207 -4.500 -0.5275 0.03485 0.02441 -0.0338 1.0000 0.1330 -4.250 -0.5101 0.03347 0.02325 -0.0317 1.0000 0.1546 -4.000 -0.4986 0.02988 0.02301 -0.0295 1.0000 0.4492 -3.750 -0.5120 0.03592 0.02898 -0.0119 1.0000 0.6313 -3.500 -0.5225 0.03915 0.03217 0.0024 1.0000 0.6762 -3.250 -0.5286 0.04131 0.03425 0.0148 1.0000 0.7181 -3.000 -0.5295 0.04266 0.03545 0.0254 1.0000 0.7591 -2.750 -0.5193 0.04362 0.03621 0.0344 1.0000 0.8036 -2.500 -0.4802 0.04411 0.03634 0.0366 1.0000 0.8472 -2.250 -0.4325 0.04382 0.03564 0.0336 1.0000 0.8738 -2.000 -0.4062 0.04311 0.03468 0.0325 1.0000 0.8887 -1.750 -0.3828 0.04239 0.03374 0.0316 1.0000 0.9000 -1.500 -0.3814 0.04151 0.03275 0.0344 1.0000 0.9090 -1.250 -0.3518 0.04097 0.03198 0.0322 1.0000 0.9175 -1.000 -0.3417 0.04026 0.03115 0.0332 1.0000 0.9245 -0.750 -0.3217 0.03975 0.03050 0.0325 1.0000 0.9312 -0.500 -0.3131 0.03914 0.02978 0.0338 1.0000 0.9371 -0.250 -0.2878 0.03883 0.02932 0.0321 1.0000 0.9427 0.000 -0.2840 0.03826 0.02868 0.0341 1.0000 0.9482 0.250 -0.2513 0.03821 0.02851 0.0309 1.0000 0.9531 0.500 -0.2322 0.03802 0.02824 0.0301 1.0000 0.9583 0.750 -0.2100 0.03796 0.02808 0.0287 1.0000 0.9632 1.000 -0.1810 0.03810 0.02815 0.0259 1.0000 0.9680 1.250 -0.1606 0.03818 0.02818 0.0247 1.0000 0.9732 1.500 -0.1280 0.03854 0.02847 0.0211 1.0000 0.9778 1.750 -0.1021 0.03886 0.02877 0.0187 1.0000 0.9831 2.000 -0.0747 0.03925 0.02915 0.0158 1.0000 0.9880 2.250 -0.0504 0.03966 0.02956 0.0135 1.0000 0.9936 2.500 -0.0301 0.04011 0.03002 0.0118 1.0000 1.0000 2.750 -0.0305 0.03994 0.02987 0.0138 1.0000 1.0000 3.000 -0.0306 0.03977 0.02973 0.0157 1.0000 1.0000 3.250 -0.0300 0.03964 0.02963 0.0175 1.0000 1.0000 3.500 -0.0259 0.03968 0.02971 0.0184 1.0000 1.0000 3.750 -0.0164 0.04006 0.03012 0.0183 1.0000 1.0000 4.000 -0.0003 0.04085 0.03095 0.0169 0.9991 1.0000 4.250 0.1405 0.04639 0.03649 -0.0048 0.9122 1.0000 4.500 0.1895 0.04756 0.03770 -0.0102 0.8849 1.0000 4.750 0.2260 0.04826 0.03847 -0.0137 0.8618 1.0000 5.000 0.2689 0.04916 0.03946 -0.0180 0.8407 1.0000 5.250 0.3055 0.04985 0.04024 -0.0212 0.8199 1.0000 5.500 0.3551 0.05064 0.04118 -0.0261 0.8011 1.0000 5.750 0.3877 0.05123 0.04189 -0.0286 0.7803 1.0000 6.000 0.4314 0.05175 0.04255 -0.0323 0.7605 1.0000 6.250 0.4843 0.05193 0.04294 -0.0367 0.7423 1.0000 6.500 0.5148 0.05243 0.04360 -0.0385 0.7205 1.0000 6.750 0.5610 0.05237 0.04374 -0.0415 0.7007 1.0000 7.000 0.6179 0.05153 0.04317 -0.0450 0.6824 1.0000 7.250 0.6487 0.05176 0.04361 -0.0461 0.6590 1.0000 7.500 0.7078 0.04998 0.04216 -0.0487 0.6391 1.0000 7.750 0.7867 0.04574 0.03832 -0.0511 0.6214 1.0000 8.000 0.8421 0.04286 0.03580 -0.0518 0.5965 1.0000 8.250 0.9857 0.03361 0.02703 -0.0582 0.5581 1.0000 8.500 1.0403 0.03223 0.02564 -0.0596 0.5025 1.0000 8.750 1.0763 0.03232 0.02551 -0.0595 0.4449 1.0000 9.000 1.0981 0.03316 0.02609 -0.0581 0.3909 1.0000 9.250 1.1121 0.03449 0.02712 -0.0561 0.3407 1.0000 9.500 1.1198 0.03614 0.02851 -0.0535 0.2938 1.0000 9.750 1.1238 0.03800 0.03005 -0.0507 0.2493 1.0000 10.000 1.1217 0.04005 0.03192 -0.0476 0.2109 1.0000 10.250 1.1242 0.04244 0.03397 -0.0453 0.1741 1.0000 10.500 1.1359 0.04533 0.03675 -0.0440 0.1421 1.0000 10.750 1.1679 0.04875 0.03997 -0.0450 0.1177 1.0000 11.000 1.2032 0.05261 0.04398 -0.0465 0.1044 1.0000 11.250 1.2247 0.05650 0.04832 -0.0463 0.0982 1.0000 11.500 1.2532 0.06102 0.05293 -0.0477 0.0925 1.0000 11.750 1.2455 0.06452 0.05697 -0.0446 0.0909 1.0000 12.000 1.2360 0.06837 0.06126 -0.0419 0.0896 1.0000 12.250 1.2228 0.07247 0.06576 -0.0394 0.0890 1.0000 12.500 1.2055 0.07689 0.07053 -0.0372 0.0888 1.0000 12.750 1.1843 0.08171 0.07568 -0.0356 0.0890 1.0000 13.000 1.1601 0.08702 0.08128 -0.0348 0.0895 1.0000 13.250 1.1342 0.09289 0.08741 -0.0349 0.0902 1.0000 13.500 1.1081 0.09938 0.09410 -0.0363 0.0911 1.0000 13.750 1.0833 0.10648 0.10136 -0.0387 0.0920 1.0000 14.000 1.0626 0.11400 0.10899 -0.0419 0.0928 1.0000