XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 548 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.750 -0.4325 0.09875 0.09430 -0.0441 1.0000 0.1449 -10.500 -0.4143 0.09635 0.09190 -0.0421 1.0000 0.1482 -10.250 -0.4795 0.08883 0.08452 -0.0502 1.0000 0.1575 -8.750 -0.6048 0.04104 0.03565 -0.0480 0.9657 0.0588 -8.500 -0.6767 0.04912 0.04252 -0.0379 0.9713 0.0529 -8.250 -0.6409 0.04391 0.03709 -0.0412 0.9591 0.0505 -8.000 -0.6061 0.03915 0.03170 -0.0435 0.9466 0.0481 -7.750 -0.5621 0.03519 0.02714 -0.0465 0.9363 0.0475 -7.500 -0.5116 0.03238 0.02403 -0.0506 0.9263 0.0510 -7.250 -0.4606 0.02968 0.02104 -0.0541 0.9131 0.0547 -7.000 -0.4030 0.02733 0.01867 -0.0584 0.9004 0.0606 -6.750 -0.3522 0.02550 0.01683 -0.0618 0.8852 0.0734 -6.500 -0.3147 0.02376 0.01535 -0.0631 0.8683 0.0958 -6.250 -0.2989 0.02238 0.01428 -0.0612 0.8500 0.1355 -6.000 -0.3068 0.02075 0.01343 -0.0562 0.8328 0.2273 -5.750 -0.3122 0.02194 0.01674 -0.0462 0.8186 0.6047 -5.500 -0.2789 0.02565 0.02011 -0.0417 0.8060 0.6622 -5.250 -0.1790 0.03073 0.02467 -0.0447 0.7947 0.6949 -5.000 -0.1416 0.03216 0.02582 -0.0438 0.7824 0.7185 -4.750 -0.0649 0.03373 0.02701 -0.0482 0.7716 0.7386 -4.500 -0.0025 0.03458 0.02754 -0.0513 0.7613 0.7626 -4.250 0.0279 0.03490 0.02770 -0.0509 0.7519 0.7858 -4.000 0.0796 0.03465 0.02718 -0.0540 0.7436 0.8048 -3.750 0.1209 0.03432 0.02671 -0.0559 0.7343 0.8239 -3.500 0.1577 0.03404 0.02622 -0.0573 0.7271 0.8451 -2.500 0.4319 0.02688 0.01843 -0.0885 0.6964 1.0000 -2.250 0.4504 0.02671 0.01813 -0.0881 0.6917 1.0000 -2.000 0.4680 0.02659 0.01805 -0.0877 0.6857 1.0000 -1.750 0.4863 0.02648 0.01790 -0.0872 0.6806 1.0000 -1.500 0.5051 0.02639 0.01772 -0.0867 0.6764 1.0000 -1.250 0.5230 0.02639 0.01774 -0.0862 0.6713 1.0000 -1.000 0.5410 0.02639 0.01774 -0.0857 0.6658 1.0000 -0.750 0.5599 0.02638 0.01770 -0.0851 0.6617 1.0000 -0.500 0.5792 0.02643 0.01768 -0.0846 0.6584 1.0000 -0.250 0.4797 0.03013 0.02151 -0.0620 0.6559 0.9374 0.000 0.4715 0.03075 0.02219 -0.0569 0.6514 0.9277 0.250 0.4854 0.03079 0.02223 -0.0554 0.6471 0.9249 0.500 0.5030 0.03073 0.02213 -0.0545 0.6435 0.9241 0.750 0.5174 0.03092 0.02235 -0.0532 0.6398 0.9232 1.000 0.5272 0.03128 0.02281 -0.0514 0.6351 0.9216 1.250 0.5406 0.03148 0.02303 -0.0498 0.6308 0.9215 1.500 0.5561 0.03151 0.02304 -0.0484 0.6274 0.9205 1.750 0.5706 0.03170 0.02323 -0.0469 0.6243 0.9202 2.000 0.5708 0.03254 0.02423 -0.0437 0.6190 0.9197 2.250 0.5767 0.03295 0.02469 -0.0410 0.6145 0.9187 2.500 0.5915 0.03307 0.02482 -0.0395 0.6112 0.9192 2.750 0.6109 0.03308 0.02480 -0.0384 0.6085 0.9199 3.000 0.5866 0.03471 0.02664 -0.0319 0.6021 0.9187 3.250 0.5850 0.03541 0.02740 -0.0281 0.5974 0.9195 3.500 0.5988 0.03551 0.02750 -0.0262 0.5941 0.9207 3.750 0.6213 0.03531 0.02727 -0.0254 0.5917 0.9212 4.000 0.3923 0.04041 0.03258 0.0103 0.5802 0.9269 4.250 0.4395 0.03992 0.03209 0.0076 0.5776 0.9275 4.500 0.4992 0.03905 0.03121 0.0035 0.5757 0.9279 4.750 0.3134 0.04544 0.03770 0.0255 0.5616 0.9398 5.000 0.3794 0.04413 0.03640 0.0222 0.5595 0.9398 5.250 0.3067 0.04902 0.04134 0.0274 0.5479 0.9470 5.500 0.3546 0.04847 0.04083 0.0256 0.5442 0.9483 5.750 0.3298 0.05137 0.04378 0.0275 0.5349 0.9544 6.000 0.3638 0.05163 0.04408 0.0261 0.5293 0.9570 6.250 0.4252 0.05047 0.04298 0.0237 0.5264 0.9580 6.500 0.4035 0.05436 0.04695 0.0231 0.5141 0.9642 6.750 0.4580 0.05339 0.04603 0.0214 0.5107 0.9660 7.000 0.4475 0.05679 0.04951 0.0202 0.4984 0.9715 7.250 0.5041 0.05571 0.04853 0.0181 0.4947 0.9732 7.500 0.5010 0.05897 0.05187 0.0163 0.4821 0.9790 7.750 0.5574 0.05759 0.05059 0.0146 0.4785 0.9816 8.000 0.5603 0.06078 0.05388 0.0121 0.4653 0.9873 8.250 0.6211 0.05900 0.05222 0.0102 0.4622 0.9903 8.500 0.6003 0.06231 0.05556 0.0108 0.4489 1.0000 8.750 0.6428 0.06034 0.05368 0.0116 0.4461 1.0000 9.000 0.6204 0.06366 0.05701 0.0125 0.4327 1.0000 9.250 0.6256 0.06556 0.05896 0.0122 0.4220 1.0000 9.500 0.6646 0.06457 0.05807 0.0118 0.4164 1.0000 9.750 0.6673 0.06700 0.06056 0.0110 0.4045 1.0000 10.000 0.7170 0.06482 0.05851 0.0107 0.4003 1.0000 10.250 0.7795 0.06100 0.05486 0.0108 0.3985 1.0000 10.500 0.8481 0.05606 0.05010 0.0111 0.3977 1.0000 10.750 0.9331 0.04888 0.04315 0.0118 0.3981 1.0000 11.250 1.1037 0.03681 0.03145 0.0098 0.3840 1.0000 11.500 1.1048 0.03780 0.03253 0.0108 0.3708 1.0000 11.750 1.1381 0.03628 0.03108 0.0108 0.3560 1.0000 12.000 1.1756 0.03447 0.02925 0.0106 0.3380 1.0000 12.250 1.1783 0.03553 0.03029 0.0116 0.3203 1.0000 12.500 1.1754 0.03730 0.03204 0.0125 0.3019 1.0000 12.750 1.1765 0.03890 0.03355 0.0132 0.2823 1.0000 13.000 1.1837 0.04008 0.03450 0.0140 0.2616 1.0000 13.250 1.1771 0.04271 0.03707 0.0146 0.2438 1.0000 13.500 1.1718 0.04534 0.03962 0.0150 0.2264 1.0000 13.750 1.1674 0.04799 0.04217 0.0154 0.2099 1.0000 14.000 1.1634 0.05070 0.04481 0.0156 0.1943 1.0000 14.250 1.1595 0.05351 0.04754 0.0157 0.1798 1.0000 14.500 1.1567 0.05632 0.05027 0.0157 0.1662 1.0000 14.750 1.1539 0.05921 0.05309 0.0156 0.1534 1.0000 15.000 1.1535 0.06195 0.05574 0.0155 0.1413 1.0000 15.250 1.1556 0.06446 0.05812 0.0155 0.1296 1.0000 15.500 1.1498 0.06806 0.06182 0.0148 0.1205 1.0000 15.750 1.1491 0.07116 0.06495 0.0143 0.1116 1.0000 16.000 1.1550 0.07349 0.06716 0.0143 0.1024 1.0000 16.250 1.1504 0.07721 0.07102 0.0133 0.0958 1.0000 16.500 1.1537 0.08004 0.07385 0.0130 0.0888 1.0000 16.750 1.1534 0.08334 0.07722 0.0121 0.0831 1.0000 17.000 1.1551 0.08652 0.08043 0.0115 0.0774 1.0000 17.250 1.1497 0.09065 0.08474 0.0101 0.0734 1.0000 17.500 1.1590 0.09288 0.08687 0.0099 0.0679 1.0000 17.750 1.1460 0.09826 0.09253 0.0077 0.0655 1.0000 18.000 1.1392 0.10281 0.09724 0.0059 0.0627 1.0000 18.250 1.1488 0.10505 0.09939 0.0056 0.0584 1.0000 18.500 1.1291 0.11178 0.10643 0.0023 0.0573 1.0000 18.750 1.1097 0.11873 0.11364 -0.0012 0.0565 1.0000 19.000 1.0865 0.12665 0.12183 -0.0055 0.0560 1.0000