XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 544 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 -0.4012 0.10354 0.09895 -0.0550 1.0000 0.1418 -10.750 -0.4322 0.09771 0.09329 -0.0581 1.0000 0.1481 -10.500 -0.4207 0.09546 0.09107 -0.0558 1.0000 0.1515 -10.250 -0.4399 0.09142 0.08715 -0.0564 1.0000 0.1567 -10.000 -0.5231 0.08787 0.08381 -0.0560 1.0000 0.1599 -9.750 -0.5620 0.08699 0.08305 -0.0510 1.0000 0.1597 -9.500 -0.6021 0.08604 0.08219 -0.0462 1.0000 0.1596 -9.250 -0.6505 0.08388 0.07997 -0.0454 0.9946 0.1600 -8.500 -0.6978 0.05616 0.04997 -0.0480 0.9615 0.0611 -8.250 -0.6858 0.05032 0.04334 -0.0469 0.9551 0.0511 -8.000 -0.6680 0.04643 0.03917 -0.0466 0.9476 0.0490 -7.750 -0.6392 0.04224 0.03435 -0.0475 0.9431 0.0463 -7.500 -0.6192 0.03955 0.03113 -0.0462 0.9352 0.0453 -7.250 -0.5818 0.03701 0.02829 -0.0478 0.9307 0.0457 -7.000 -0.5363 0.03491 0.02604 -0.0508 0.9280 0.0489 -6.750 -0.5109 0.03392 0.02472 -0.0502 0.9209 0.0523 -6.500 -0.4627 0.03172 0.02274 -0.0532 0.9183 0.0590 -6.250 -0.4206 0.03013 0.02128 -0.0555 0.9148 0.0711 -6.000 -0.3864 0.02833 0.01971 -0.0568 0.9115 0.0988 -5.750 -0.3920 0.02758 0.01920 -0.0517 0.9004 0.1246 -5.500 -0.3997 0.02474 0.01771 -0.0478 0.8945 0.2839 -5.250 -0.4214 0.02659 0.02144 -0.0349 0.8829 0.6082 -5.000 -0.1883 0.03798 0.03191 -0.0502 0.8986 0.7193 -4.750 -0.0819 0.03920 0.03273 -0.0596 0.9010 0.7481 -4.500 0.0037 0.03936 0.03260 -0.0671 0.9012 0.7798 -4.250 0.0634 0.03891 0.03194 -0.0721 0.8987 0.8069 -4.000 0.2158 0.03670 0.02945 -0.0899 0.9052 0.9057 -3.500 0.3097 0.03399 0.02647 -0.1003 0.8959 0.9411 -3.250 0.3507 0.03278 0.02516 -0.1044 0.8887 0.9570 -3.000 0.3945 0.03166 0.02394 -0.1092 0.8829 0.9738 -2.750 0.4459 0.02998 0.02215 -0.1157 0.8786 0.9856 -2.500 0.4861 0.02866 0.02078 -0.1200 0.8706 0.9973 -2.250 0.5166 0.02799 0.02004 -0.1222 0.8645 1.0000 -2.000 0.5323 0.02799 0.02002 -0.1213 0.8567 1.0000 -1.750 0.5508 0.02791 0.01991 -0.1209 0.8499 1.0000 -1.500 0.5716 0.02779 0.01974 -0.1209 0.8444 1.0000 -1.250 0.5831 0.02804 0.02001 -0.1192 0.8363 1.0000 -1.000 0.6042 0.02792 0.01985 -0.1192 0.8311 1.0000 -0.750 0.6157 0.02828 0.02024 -0.1175 0.8241 1.0000 -0.500 0.6324 0.02839 0.02035 -0.1166 0.8178 1.0000 -0.250 0.6551 0.02826 0.02020 -0.1166 0.8135 1.0000 0.000 0.6600 0.02899 0.02100 -0.1139 0.8053 1.0000 0.500 0.5090 0.03491 0.02692 -0.0772 0.7862 0.9370 0.750 0.5333 0.03458 0.02658 -0.0774 0.7824 0.9340 1.000 0.7040 0.03059 0.02266 -0.1052 0.7824 0.9942 1.250 0.4058 0.03848 0.03053 -0.0484 0.7614 0.9134 1.750 0.3725 0.03955 0.03160 -0.0350 0.7477 0.9106 2.750 0.1005 0.04202 0.03405 0.0230 0.7086 0.9153 3.000 0.1337 0.04188 0.03391 0.0217 0.7034 0.9167 3.250 0.1259 0.04217 0.03420 0.0258 0.6953 0.9187 3.500 0.1416 0.04220 0.03423 0.0267 0.6888 0.9204 3.750 0.1881 0.04189 0.03392 0.0239 0.6854 0.9212 4.000 0.1608 0.04261 0.03464 0.0300 0.6741 0.9251 4.250 0.2064 0.04232 0.03437 0.0274 0.6700 0.9262 4.500 0.2043 0.04314 0.03523 0.0297 0.6587 0.9285 4.750 0.2501 0.04282 0.03494 0.0271 0.6545 0.9296 5.000 0.2508 0.04366 0.03582 0.0290 0.6430 0.9323 5.250 0.2971 0.04319 0.03541 0.0266 0.6387 0.9335 5.500 0.2981 0.04406 0.03632 0.0284 0.6267 0.9370 5.750 0.3453 0.04339 0.03571 0.0262 0.6227 0.9388 6.000 0.3534 0.04436 0.03676 0.0270 0.6103 0.9419 6.250 0.4057 0.04342 0.03590 0.0244 0.6067 0.9433 6.500 0.4131 0.04438 0.03694 0.0253 0.5938 0.9467 6.750 0.4673 0.04306 0.03573 0.0229 0.5908 0.9483 7.000 0.4772 0.04402 0.03678 0.0234 0.5775 0.9518 7.250 0.5011 0.04448 0.03737 0.0227 0.5664 0.9547 7.500 0.5536 0.04299 0.03602 0.0205 0.5615 0.9569 7.750 0.6167 0.04054 0.03374 0.0180 0.5596 0.9588 8.000 0.6877 0.03727 0.03065 0.0151 0.5590 0.9603 8.250 0.7089 0.03752 0.03106 0.0149 0.5454 0.9647 8.500 0.7985 0.03318 0.02693 0.0103 0.5444 0.9647 8.750 0.8336 0.03225 0.02618 0.0094 0.5316 0.9685 9.000 0.8896 0.03009 0.02419 0.0068 0.5199 0.9709 9.250 0.9414 0.02820 0.02246 0.0044 0.5046 0.9737 9.500 0.9854 0.02685 0.02123 0.0025 0.4845 0.9771 9.750 1.0115 0.02630 0.02076 0.0025 0.4611 0.9835 10.000 1.0384 0.02606 0.02055 0.0019 0.4316 0.9896 10.250 1.0518 0.02626 0.02069 0.0031 0.4021 1.0000 10.500 1.0387 0.02669 0.02105 0.0082 0.3815 1.0000 10.750 1.0416 0.02744 0.02163 0.0104 0.3537 1.0000 11.000 1.0448 0.02860 0.02262 0.0121 0.3245 1.0000 11.250 1.0475 0.03006 0.02390 0.0135 0.2963 1.0000 11.500 1.0478 0.03184 0.02561 0.0147 0.2695 1.0000 11.750 1.0494 0.03372 0.02734 0.0156 0.2440 1.0000 12.000 1.0509 0.03570 0.02914 0.0164 0.2205 1.0000 12.250 1.0520 0.03786 0.03123 0.0171 0.1983 1.0000 12.500 1.0534 0.04006 0.03331 0.0176 0.1784 1.0000 12.750 1.0573 0.04221 0.03524 0.0181 0.1598 1.0000 13.000 1.0600 0.04451 0.03752 0.0185 0.1435 1.0000 13.250 1.0642 0.04680 0.03975 0.0188 0.1286 1.0000 13.500 1.0707 0.04900 0.04189 0.0191 0.1155 1.0000 13.750 1.0797 0.05110 0.04388 0.0194 0.1036 1.0000 14.000 1.0833 0.05355 0.04643 0.0196 0.0944 1.0000 14.250 1.0909 0.05593 0.04889 0.0198 0.0857 1.0000 14.500 1.1043 0.05801 0.05086 0.0200 0.0775 1.0000 14.750 1.1054 0.06077 0.05381 0.0201 0.0718 1.0000 15.000 1.1185 0.06314 0.05616 0.0202 0.0656 1.0000 15.250 1.1169 0.06623 0.05949 0.0202 0.0615 1.0000 15.500 1.1326 0.06866 0.06183 0.0202 0.0563 1.0000 15.750 1.1227 0.07255 0.06606 0.0200 0.0538 1.0000 16.000 1.1193 0.07608 0.06978 0.0196 0.0512 1.0000 16.250 1.1349 0.07890 0.07249 0.0195 0.0475 1.0000 16.500 1.1191 0.08362 0.07755 0.0186 0.0468 1.0000 16.750 1.0998 0.08905 0.08332 0.0172 0.0460 1.0000 17.000 1.0809 0.09480 0.08936 0.0154 0.0453 1.0000 17.250 1.0608 0.10102 0.09584 0.0129 0.0448 1.0000 17.500 1.0379 0.10814 0.10322 0.0097 0.0449 1.0000 17.750 1.0134 0.11591 0.11124 0.0058 0.0454 1.0000 18.000 0.9856 0.12475 0.12029 0.0007 0.0458 1.0000 18.250 0.9596 0.13406 0.12975 -0.0047 0.0466 1.0000 18.500 0.9339 0.14400 0.13980 -0.0107 0.0474 1.0000