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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 -0.3369 0.12061 0.11395 -0.0363 1.0000 0.3232 -10.750 -0.4679 0.09909 0.09279 -0.0601 1.0000 0.1607 -10.500 -0.4859 0.09002 0.08378 -0.0631 1.0000 0.1340 -10.250 -0.5392 0.08585 0.07971 -0.0628 1.0000 0.1325 -10.000 -0.5499 0.08194 0.07583 -0.0610 1.0000 0.1240 -9.750 -0.5871 0.08018 0.07417 -0.0569 1.0000 0.1231 -9.500 -0.6267 0.07929 0.07334 -0.0513 1.0000 0.1231 -9.250 -0.6654 0.07877 0.07288 -0.0451 1.0000 0.1231 -9.000 -0.7015 0.07745 0.07157 -0.0396 1.0000 0.1218 -8.750 -0.7421 0.07571 0.06969 -0.0340 1.0000 0.1191 -8.500 -0.7725 0.07376 0.06744 -0.0290 1.0000 0.1137 -8.250 -0.7788 0.07055 0.06417 -0.0261 1.0000 0.1105 -8.000 -0.7947 0.06746 0.06082 -0.0224 1.0000 0.1068 -7.750 -0.8189 0.06511 0.05768 -0.0171 1.0000 0.1006 -7.500 -0.8141 0.06163 0.05411 -0.0151 1.0000 0.0988 -7.250 -0.8116 0.05858 0.05081 -0.0126 1.0000 0.0967 -7.000 -0.8080 0.05558 0.04742 -0.0101 1.0000 0.0943 -6.750 -0.8011 0.05261 0.04400 -0.0076 1.0000 0.0922 -6.500 -0.7907 0.04993 0.04082 -0.0053 1.0000 0.0908 -6.250 -0.7769 0.04767 0.03822 -0.0035 1.0000 0.0911 -6.000 -0.7613 0.04568 0.03602 -0.0018 1.0000 0.0943 -5.750 -0.7443 0.04393 0.03393 -0.0002 1.0000 0.0980 -5.500 -0.7253 0.04243 0.03200 0.0016 1.0000 0.1010 -5.250 -0.7006 0.04051 0.03026 0.0025 1.0000 0.1085 -5.000 -0.6729 0.03934 0.02914 0.0038 1.0000 0.1214 -4.750 -0.1130 0.05330 0.04473 -0.0372 1.0000 1.0000 -4.500 -0.1142 0.05317 0.04449 -0.0352 1.0000 1.0000 -4.250 -0.1145 0.05306 0.04425 -0.0333 1.0000 1.0000 -4.000 -0.1141 0.05296 0.04405 -0.0315 1.0000 1.0000 -3.750 -0.1130 0.05289 0.04387 -0.0297 1.0000 1.0000 -3.500 -0.1112 0.05285 0.04372 -0.0279 1.0000 1.0000 -3.250 -0.0840 0.05237 0.04305 -0.0310 0.9940 1.0000 -3.000 -0.0605 0.05197 0.04250 -0.0332 0.9879 1.0000 -2.750 -0.0347 0.05181 0.04216 -0.0359 0.9821 1.0000 -2.500 -0.0175 0.05162 0.04186 -0.0367 0.9762 1.0000 -2.250 0.0051 0.05164 0.04175 -0.0385 0.9710 1.0000 -2.000 0.0172 0.05166 0.04166 -0.0382 0.9661 1.0000 -1.750 0.0336 0.05177 0.04167 -0.0387 0.9608 1.0000 -1.500 0.0542 0.05201 0.04181 -0.0400 0.9565 1.0000 -1.250 0.0595 0.05220 0.04195 -0.0383 0.9521 1.0000 -1.000 0.0699 0.05247 0.04216 -0.0376 0.9481 1.0000 -0.750 0.0874 0.05285 0.04246 -0.0381 0.9438 1.0000 -0.500 0.0973 0.05325 0.04281 -0.0373 0.9402 1.0000 -0.250 0.1007 0.05362 0.04315 -0.0353 0.9369 1.0000 0.000 0.1072 0.05405 0.04355 -0.0338 0.9339 1.0000 0.250 0.1167 0.05455 0.04401 -0.0329 0.9308 1.0000 0.500 0.1359 0.05523 0.04465 -0.0337 0.9268 1.0000 0.750 0.1366 0.05574 0.04514 -0.0312 0.9249 1.0000 1.000 0.1371 0.05626 0.04567 -0.0288 0.9236 1.0000 1.250 0.1382 0.05687 0.04627 -0.0265 0.9234 1.0000 1.500 0.1396 0.05752 0.04691 -0.0243 0.9238 1.0000 1.750 0.1413 0.05835 0.04774 -0.0223 0.9270 1.0000 2.000 -0.0128 0.05665 0.04608 0.0090 1.0000 1.0000 2.250 -0.0082 0.05700 0.04642 0.0106 1.0000 1.0000 2.500 -0.0039 0.05735 0.04677 0.0122 1.0000 1.0000 2.750 0.0002 0.05773 0.04714 0.0139 1.0000 1.0000 3.000 0.0041 0.05810 0.04750 0.0155 1.0000 1.0000 3.250 0.0077 0.05848 0.04788 0.0171 1.0000 1.0000 3.500 0.0111 0.05886 0.04827 0.0188 1.0000 1.0000 3.750 0.0277 0.05979 0.04923 0.0175 0.9955 1.0000 4.000 0.0632 0.06191 0.05138 0.0125 0.9823 1.0000 4.250 0.0905 0.06311 0.05264 0.0093 0.9653 1.0000 4.500 0.1159 0.06454 0.05411 0.0066 0.9481 1.0000 4.750 0.1389 0.06599 0.05560 0.0045 0.9311 1.0000 5.000 0.1580 0.06729 0.05696 0.0033 0.9147 1.0000 5.250 0.1754 0.06855 0.05826 0.0025 0.8983 1.0000 5.500 0.1899 0.06971 0.05947 0.0023 0.8822 1.0000 5.750 0.2029 0.07082 0.06063 0.0024 0.8661 1.0000 6.000 0.2133 0.07184 0.06169 0.0029 0.8505 1.0000 6.250 0.2225 0.07284 0.06274 0.0037 0.8349 1.0000 6.500 0.2312 0.07382 0.06379 0.0047 0.8191 1.0000 6.750 0.2376 0.07472 0.06474 0.0060 0.8041 1.0000 7.000 0.2438 0.07563 0.06570 0.0073 0.7889 1.0000 7.250 0.2498 0.07661 0.06672 0.0086 0.7747 1.0000 7.500 0.2582 0.07772 0.06789 0.0096 0.7596 1.0000 7.750 0.2705 0.07916 0.06939 0.0097 0.7447 1.0000 8.000 0.2838 0.08058 0.07087 0.0095 0.7271 1.0000 8.250 0.2997 0.08226 0.07263 0.0088 0.7098 1.0000 8.500 0.3217 0.08412 0.07458 0.0076 0.6896 1.0000 8.750 0.4282 0.08040 0.07103 0.0066 0.5864 1.0000 9.000 0.4450 0.08165 0.07240 0.0063 0.5686 1.0000 9.250 0.4653 0.08288 0.07374 0.0058 0.5505 1.0000 9.500 0.4903 0.08397 0.07497 0.0051 0.5323 1.0000 9.750 0.5195 0.08486 0.07602 0.0043 0.5145 1.0000 10.000 0.5568 0.08517 0.07651 0.0036 0.4968 1.0000 10.250 0.5788 0.08623 0.07771 0.0033 0.4800 1.0000 10.500 0.5877 0.08816 0.07977 0.0031 0.4630 1.0000 10.750 0.6013 0.08988 0.08162 0.0028 0.4462 1.0000 11.000 0.6160 0.09153 0.08340 0.0025 0.4290 1.0000 11.250 0.6324 0.09312 0.08513 0.0023 0.4123 1.0000 11.500 0.6516 0.09433 0.08650 0.0022 0.3951 1.0000 11.750 0.6764 0.09482 0.08717 0.0025 0.3775 1.0000 12.000 0.7452 0.08909 0.08181 0.0050 0.3570 1.0000 12.250 0.7472 0.09208 0.08489 0.0049 0.3405 1.0000 12.500 1.0818 0.05037 0.04324 0.0166 0.2449 1.0000 12.750 1.1004 0.05191 0.04452 0.0175 0.2174 1.0000 13.000 1.1009 0.05457 0.04723 0.0188 0.2004 1.0000 13.250 1.1034 0.05727 0.04996 0.0199 0.1845 1.0000 13.500 1.1078 0.06008 0.05281 0.0208 0.1702 1.0000 13.750 0.8312 0.09837 0.09200 0.0090 0.2397 1.0000 14.000 0.7838 0.11235 0.10584 0.0032 0.2369 1.0000