XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 421 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 0.0505 0.12343 0.11895 -0.0861 0.9253 0.0684 -10.250 0.0709 0.11986 0.11536 -0.0918 0.9140 0.0708 -10.000 0.0794 0.11907 0.11454 -0.1010 0.9019 0.0718 -9.750 0.1283 0.11023 0.10562 -0.1037 0.8946 0.0744 -9.500 0.1596 0.10591 0.10121 -0.1100 0.8817 0.0772 -9.250 0.1743 0.10455 0.09974 -0.1191 0.8658 0.0808 -9.000 0.2063 0.09895 0.09401 -0.1233 0.8509 0.0820 -8.750 0.2369 0.09474 0.08964 -0.1264 0.8350 0.0851 -8.500 0.2549 0.09214 0.08691 -0.1299 0.8197 0.0888 -8.250 0.2539 0.09224 0.08691 -0.1341 0.8045 0.0911 -8.000 0.2588 0.09003 0.08467 -0.1351 0.7902 0.0919 -7.750 0.2863 0.08552 0.08005 -0.1344 0.7789 0.0939 -7.500 0.2997 0.08330 0.07774 -0.1348 0.7678 0.0967 -7.250 0.3053 0.08181 0.07623 -0.1352 0.7572 0.0999 -7.000 0.2928 0.08238 0.07680 -0.1372 0.7481 0.1026 -6.750 0.2821 0.08209 0.07658 -0.1382 0.7391 0.1033 -6.500 0.3191 0.07642 0.07079 -0.1360 0.7314 0.1058 -6.250 0.3314 0.07443 0.06874 -0.1357 0.7245 0.1086 -6.000 0.3304 0.07341 0.06778 -0.1346 0.7162 0.1119 -5.750 0.3211 0.07420 0.06856 -0.1419 0.7097 0.1159 -5.500 0.3332 0.07062 0.06498 -0.1393 0.7037 0.1174 -5.250 0.3465 0.06845 0.06284 -0.1358 0.6969 0.1208 -5.000 0.3571 0.06695 0.06129 -0.1374 0.6914 0.1272 -4.750 0.3699 0.06473 0.05899 -0.1444 0.6870 0.1319 -4.500 0.3758 0.06300 0.05737 -0.1403 0.6806 0.1342 -4.250 0.3885 0.06123 0.05559 -0.1401 0.6750 0.1382 -4.000 0.4166 0.05845 0.05261 -0.1520 0.6704 0.1471 -3.750 0.4469 0.04878 0.04262 -0.1626 0.6671 0.1023 -3.500 0.4610 0.04625 0.04010 -0.1632 0.6611 0.1009 -3.250 0.4928 0.04030 0.03380 -0.1700 0.6566 0.0982 -3.000 0.5295 0.03524 0.02812 -0.1758 0.6528 0.1069 -2.750 0.5626 0.03345 0.02590 -0.1779 0.6494 0.1198 -2.500 0.5845 0.03230 0.02440 -0.1781 0.6444 0.1321 -2.250 0.6047 0.03256 0.02470 -0.1769 0.6391 0.1432 -2.000 0.6305 0.03231 0.02438 -0.1766 0.6348 0.1552 -1.750 0.6618 0.03159 0.02337 -0.1774 0.6314 0.1694 -1.500 0.6883 0.03123 0.02270 -0.1776 0.6279 0.1834 -1.250 0.7013 0.03184 0.02346 -0.1755 0.6229 0.1927 -1.000 0.7243 0.03176 0.02322 -0.1751 0.6187 0.2053 -0.750 0.7526 0.03156 0.02276 -0.1752 0.6151 0.2205 -0.500 0.7834 0.03140 0.02247 -0.1756 0.6121 0.2355 -0.250 0.8036 0.03176 0.02283 -0.1747 0.6085 0.2471 0.000 0.8112 0.03285 0.02388 -0.1722 0.6035 0.2577 0.250 0.8278 0.03340 0.02452 -0.1708 0.5996 0.2690 0.500 0.8550 0.03346 0.02447 -0.1708 0.5964 0.2835 0.750 0.8867 0.03336 0.02423 -0.1713 0.5938 0.3000 1.000 0.9209 0.03329 0.02401 -0.1721 0.5914 0.3177 1.250 0.8879 0.03678 0.02784 -0.1648 0.5843 0.3176 1.500 0.8901 0.03846 0.02959 -0.1620 0.5799 0.3272 1.750 0.9183 0.03859 0.02967 -0.1620 0.5771 0.3442 2.000 0.9563 0.03821 0.02920 -0.1632 0.5751 0.3662 2.250 0.9966 0.03778 0.02871 -0.1647 0.5733 0.3912 2.500 0.7817 0.05568 0.04711 -0.1437 0.5561 0.3324 2.750 0.8352 0.05337 0.04479 -0.1446 0.5553 0.3587 3.000 0.8932 0.05112 0.04246 -0.1465 0.5548 0.3909 3.250 0.9552 0.04883 0.04016 -0.1492 0.5543 0.4333 4.250 0.7621 0.08025 0.07194 -0.1375 0.5351 0.3974 4.500 0.7726 0.08326 0.07501 -0.1376 0.5355 0.4166 6.000 0.6938 0.10888 0.10129 -0.1360 0.5445 0.4845 6.250 0.7158 0.10939 0.10258 -0.1355 0.5399 1.0000