XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 422 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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 -0.1440 0.13739 0.13108 -0.0406 1.0000 0.0898 -10.750 -0.1438 0.13568 0.12951 -0.0401 1.0000 0.0916 -10.500 -0.1386 0.13345 0.12740 -0.0418 0.9940 0.0936 -10.000 -0.1141 0.12795 0.12196 -0.0535 0.9456 0.0959 -9.750 -0.0897 0.12261 0.11663 -0.0575 0.9237 0.0967 -9.500 -0.0592 0.11710 0.11105 -0.0617 0.9051 0.0981 -9.250 -0.0325 0.11257 0.10645 -0.0666 0.8868 0.0997 -9.000 -0.0086 0.10841 0.10218 -0.0717 0.8681 0.1007 -8.750 0.0121 0.10454 0.09820 -0.0762 0.8492 0.1010 -8.500 0.0273 0.10106 0.09461 -0.0800 0.8305 0.0996 -8.000 0.0383 0.09177 0.08505 -0.0870 0.7988 0.0578 -7.750 0.0497 0.08889 0.08208 -0.0880 0.7837 0.0565 -7.250 0.0614 0.08356 0.07664 -0.0902 0.7573 0.0552 -7.000 0.0645 0.08103 0.07408 -0.0911 0.7459 0.0550 -6.750 0.0665 0.07859 0.07161 -0.0919 0.7356 0.0547 -6.500 0.0699 0.07594 0.06896 -0.0934 0.7253 0.0546 -6.250 0.0759 0.07309 0.06607 -0.0953 0.7165 0.0545 -6.000 0.0813 0.07005 0.06302 -0.0975 0.7076 0.0540 -5.750 0.0890 0.06671 0.05963 -0.1002 0.6995 0.0539 -5.500 0.0983 0.06287 0.05571 -0.1036 0.6923 0.0534 -5.250 0.1089 0.05844 0.05121 -0.1076 0.6844 0.0528 -5.000 0.1242 0.05272 0.04525 -0.1129 0.6785 0.0525 -4.750 0.1398 0.04762 0.03988 -0.1169 0.6716 0.0529 -4.500 0.1589 0.04388 0.03579 -0.1194 0.6645 0.0547 -4.250 0.1821 0.03870 0.02977 -0.1227 0.6593 0.0579 -4.000 0.2030 0.03731 0.02820 -0.1227 0.6519 0.0612 -3.750 0.2271 0.03480 0.02508 -0.1232 0.6455 0.0655 -3.500 0.2540 0.03367 0.02371 -0.1233 0.6404 0.0722 -3.250 0.2760 0.03284 0.02270 -0.1228 0.6332 0.0800 -3.000 0.3009 0.03207 0.02173 -0.1225 0.6271 0.0920 -2.750 0.3290 0.03144 0.02087 -0.1224 0.6223 0.1106 -2.500 0.3516 0.03150 0.02090 -0.1217 0.6159 0.1320 -2.250 0.3755 0.03154 0.02085 -0.1211 0.6100 0.1564 -2.000 0.4024 0.03151 0.02063 -0.1207 0.6053 0.1820 -1.750 0.4277 0.03147 0.02033 -0.1203 0.6005 0.2053 -1.500 0.4480 0.03165 0.02046 -0.1192 0.5942 0.2223 -1.250 0.4728 0.03161 0.02028 -0.1187 0.5895 0.2392 -1.000 0.5019 0.03145 0.01990 -0.1186 0.5857 0.2561 -0.750 0.5246 0.03168 0.02003 -0.1180 0.5806 0.2701 -0.500 0.5469 0.03197 0.02022 -0.1174 0.5751 0.2849 -0.250 0.5738 0.03203 0.02011 -0.1171 0.5707 0.3013 0.000 0.6037 0.03196 0.01987 -0.1172 0.5674 0.3192 0.250 0.6235 0.03249 0.02037 -0.1164 0.5624 0.3357 0.500 0.6424 0.03306 0.02095 -0.1154 0.5573 0.3532 0.750 0.6667 0.03326 0.02116 -0.1149 0.5533 0.3744 1.000 0.6948 0.03325 0.02112 -0.1148 0.5500 0.4024 1.250 0.7160 0.03362 0.02158 -0.1140 0.5460 0.4343 1.500 0.7258 0.03460 0.02283 -0.1122 0.5404 0.4713 1.750 0.7422 0.03467 0.02342 -0.1107 0.5364 0.5737 2.250 0.8082 0.03488 0.02352 -0.1120 0.5306 1.0000 2.500 0.8021 0.03722 0.02592 -0.1088 0.5237 1.0000 2.750 0.8146 0.03852 0.02711 -0.1073 0.5191 1.0000 3.000 0.8363 0.03928 0.02771 -0.1066 0.5159 1.0000 3.250 0.8639 0.03970 0.02794 -0.1064 0.5135 1.0000 3.500 0.8355 0.04359 0.03198 -0.1018 0.5051 1.0000 3.750 0.8432 0.04523 0.03355 -0.1001 0.5004 1.0000 4.000 0.8659 0.04595 0.03415 -0.0995 0.4976 1.0000 4.250 0.8940 0.04636 0.03443 -0.0993 0.4956 1.0000 4.750 0.8428 0.05473 0.04293 -0.0928 0.4798 1.0000 5.000 0.8708 0.05500 0.04308 -0.0923 0.4781 1.0000 5.750 0.8218 0.06848 0.05667 -0.0895 0.4558 1.0000 6.000 0.8164 0.07195 0.06015 -0.0890 0.4494 1.0000 6.250 0.8348 0.07316 0.06131 -0.0884 0.4462 1.0000 6.500 0.8592 0.07381 0.06190 -0.0878 0.4439 1.0000 7.000 0.8426 0.08147 0.06961 -0.0870 0.4308 1.0000 7.250 0.8640 0.08244 0.07054 -0.0864 0.4280 1.0000 7.500 0.8901 0.08297 0.07104 -0.0859 0.4261 1.0000 7.750 0.8568 0.08929 0.07746 -0.0859 0.4158 1.0000 8.000 0.8747 0.09061 0.07877 -0.0855 0.4124 1.0000 8.250 0.8992 0.09127 0.07940 -0.0849 0.4101 1.0000 8.500 0.8756 0.09676 0.08497 -0.0851 0.4010 1.0000 8.750 0.8901 0.09842 0.08664 -0.0848 0.3969 1.0000 9.000 0.9136 0.09915 0.08738 -0.0842 0.3942 1.0000 9.250 0.8970 0.10402 0.09233 -0.0845 0.3859 1.0000 9.500 0.9093 0.10588 0.09421 -0.0843 0.3812 1.0000 9.750 0.9320 0.10665 0.09498 -0.0837 0.3783 1.0000 10.000 0.9182 0.11133 0.09973 -0.0842 0.3701 1.0000 10.250 0.9309 0.11314 0.10157 -0.0840 0.3654 1.0000 10.500 0.9537 0.11384 0.10232 -0.0834 0.3624 1.0000