XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 635 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.5010 0.10266 0.09843 0.0013 1.0000 0.0874 -9.000 -0.5225 0.09870 0.09452 -0.0051 1.0000 0.0879 -8.750 -0.5460 0.09614 0.09195 -0.0064 1.0000 0.0882 -8.500 -0.4889 0.08979 0.08572 -0.0008 1.0000 0.0935 -8.250 -0.4921 0.08594 0.08193 -0.0030 1.0000 0.0960 -8.000 -0.5033 0.08232 0.07834 -0.0047 1.0000 0.0987 -7.750 -0.5269 0.07961 0.07555 -0.0062 1.0000 0.1016 -7.500 -0.5559 0.07931 0.07484 -0.0058 1.0000 0.1029 -7.250 -0.5196 0.07125 0.06726 -0.0057 1.0000 0.1070 -7.000 -0.5133 0.06816 0.06418 -0.0053 1.0000 0.1119 -6.750 -0.5294 0.06611 0.06173 -0.0048 1.0000 0.1186 -6.500 -0.5058 0.06152 0.05747 -0.0044 1.0000 0.1257 -6.250 -0.5078 0.05881 0.05454 -0.0038 1.0000 0.1347 -5.500 -0.4385 0.04823 0.04373 -0.0092 0.8945 0.1822 -5.250 -0.4261 0.04593 0.04126 -0.0069 0.8573 0.1998 -5.000 -0.4200 0.04417 0.03928 -0.0038 0.8284 0.2266 -4.750 -0.4082 0.04221 0.03722 -0.0008 0.8047 0.2503 -4.500 -0.4016 0.04057 0.03541 0.0026 0.7832 0.2857 -4.250 -0.3464 0.03265 0.02512 0.0037 0.7713 0.0927 -4.000 -0.3220 0.03016 0.02208 0.0060 0.7537 0.0820 -3.750 -0.2960 0.02868 0.01977 0.0087 0.7373 0.0745 -3.500 -0.2692 0.02675 0.01752 0.0098 0.7213 0.0735 -3.250 -0.2417 0.02497 0.01546 0.0105 0.7060 0.0754 -3.000 -0.2130 0.02349 0.01387 0.0108 0.6913 0.0786 -2.750 -0.1831 0.02232 0.01256 0.0112 0.6773 0.0806 -2.500 -0.1541 0.02134 0.01148 0.0116 0.6640 0.0843 -2.250 -0.1279 0.02043 0.01055 0.0124 0.6519 0.0916 -2.000 0.1200 0.01765 0.01033 -0.0230 0.6221 1.0000 -1.750 0.1414 0.01764 0.01004 -0.0220 0.6118 1.0000 -1.500 0.1639 0.01765 0.00987 -0.0214 0.6005 1.0000 -1.250 0.1862 0.01769 0.00971 -0.0206 0.5908 1.0000 -1.000 0.2082 0.01774 0.00954 -0.0197 0.5818 1.0000 -0.750 0.2313 0.01782 0.00951 -0.0192 0.5719 1.0000 -0.500 0.2538 0.01792 0.00941 -0.0183 0.5644 1.0000 -0.250 0.2771 0.01804 0.00945 -0.0178 0.5551 1.0000 0.000 0.3000 0.01819 0.00945 -0.0171 0.5476 1.0000 0.250 0.3233 0.01834 0.00951 -0.0165 0.5393 1.0000 0.500 0.3466 0.01853 0.00959 -0.0158 0.5323 1.0000 0.750 0.3701 0.01873 0.00973 -0.0153 0.5246 1.0000 1.000 0.3933 0.01894 0.00983 -0.0145 0.5183 1.0000 1.250 0.4170 0.01918 0.01007 -0.0141 0.5105 1.0000 1.500 0.4402 0.01939 0.01013 -0.0133 0.5053 1.0000 1.750 0.4642 0.01975 0.01057 -0.0130 0.4975 1.0000 2.000 0.4875 0.01996 0.01068 -0.0122 0.4917 1.0000 2.250 0.5111 0.02037 0.01113 -0.0119 0.4850 1.0000 2.500 0.5346 0.02068 0.01142 -0.0113 0.4790 1.0000 2.750 0.5579 0.02099 0.01164 -0.0105 0.4742 1.0000 3.000 0.5811 0.02151 0.01230 -0.0103 0.4669 1.0000 3.250 0.6042 0.02178 0.01251 -0.0094 0.4618 1.0000 3.500 0.6269 0.02240 0.01321 -0.0090 0.4560 1.0000 3.750 0.6496 0.02289 0.01376 -0.0085 0.4502 1.0000 4.000 0.6728 0.02317 0.01397 -0.0076 0.4458 1.0000 4.250 0.6941 0.02403 0.01503 -0.0073 0.4389 1.0000 4.500 0.7166 0.02449 0.01550 -0.0065 0.4339 1.0000 4.750 0.7398 0.02483 0.01576 -0.0056 0.4302 1.0000 5.000 0.7589 0.02600 0.01724 -0.0053 0.4228 1.0000 5.250 0.7814 0.02636 0.01759 -0.0044 0.4181 1.0000 5.500 0.8027 0.02706 0.01835 -0.0036 0.4136 1.0000 5.750 0.8205 0.02828 0.01979 -0.0030 0.4067 1.0000 6.000 0.8437 0.02850 0.02001 -0.0020 0.4025 1.0000 6.250 0.8607 0.02977 0.02146 -0.0012 0.3964 1.0000 6.500 0.8791 0.03068 0.02251 -0.0003 0.3903 1.0000 6.750 0.9044 0.03058 0.02233 0.0008 0.3864 1.0000 7.000 0.9141 0.03267 0.02477 0.0017 0.3786 1.0000 7.250 0.9369 0.03281 0.02492 0.0028 0.3737 1.0000 7.500 0.9544 0.03371 0.02594 0.0040 0.3680 1.0000 7.750 0.9675 0.03501 0.02743 0.0052 0.3608 1.0000 8.000 0.9983 0.03417 0.02650 0.0062 0.3567 1.0000 8.250 0.9981 0.03689 0.02959 0.0078 0.3478 1.0000 8.500 1.0303 0.03580 0.02843 0.0089 0.3431 1.0000 8.750 1.0305 0.03826 0.03118 0.0106 0.3347 1.0000 9.000 1.0638 0.03697 0.02987 0.0116 0.3290 1.0000 9.250 1.0667 0.03892 0.03206 0.0135 0.3210 1.0000 9.500 1.1016 0.03738 0.03048 0.0145 0.3144 1.0000 9.750 1.1047 0.03906 0.03239 0.0165 0.3061 1.0000 10.000 1.1482 0.03662 0.02985 0.0170 0.2989 1.0000 10.250 1.1484 0.03827 0.03178 0.0194 0.2896 1.0000 10.500 1.1835 0.03658 0.03004 0.0203 0.2810 1.0000 10.750 1.2056 0.03592 0.02944 0.0217 0.2709 1.0000 11.000 1.2126 0.03653 0.03024 0.0241 0.2606 1.0000 11.250 1.2318 0.03601 0.02978 0.0258 0.2497 1.0000 11.500 1.2517 0.03534 0.02911 0.0275 0.2379 1.0000 11.750 1.2663 0.03506 0.02880 0.0295 0.2255 1.0000 12.000 1.2751 0.03515 0.02888 0.0319 0.2128 1.0000 12.250 1.2636 0.03670 0.03063 0.0356 0.2028 1.0000 12.500 1.2525 0.03798 0.03195 0.0394 0.1938 1.0000 12.750 1.2480 0.03900 0.03289 0.0421 0.1838 1.0000 13.000 1.2321 0.04142 0.03540 0.0438 0.1755 1.0000 13.250 1.2201 0.04411 0.03812 0.0446 0.1671 1.0000 13.500 1.2166 0.04619 0.04011 0.0453 0.1571 1.0000 13.750 1.2004 0.04994 0.04396 0.0450 0.1498 1.0000 14.000 1.1914 0.05310 0.04711 0.0448 0.1415 1.0000 14.250 1.1919 0.05519 0.04906 0.0453 0.1316 1.0000 14.500 1.1714 0.06019 0.05427 0.0439 0.1268 1.0000 14.750 1.1713 0.06249 0.05644 0.0441 0.1178 1.0000 15.000 1.1515 0.06770 0.06184 0.0423 0.1136 1.0000 15.250 1.1529 0.06991 0.06391 0.0425 0.1051 1.0000 15.500 1.1311 0.07573 0.06995 0.0403 0.1019 1.0000 15.750 1.1349 0.07758 0.07161 0.0404 0.0932 1.0000 16.000 1.1115 0.08416 0.07844 0.0375 0.0910 1.0000 16.250 1.0914 0.09048 0.08494 0.0348 0.0884 1.0000 16.500 1.0074 0.10979 0.10466 0.0250 0.0985 1.0000 16.750 0.9864 0.11733 0.11223 0.0218 0.0960 1.0000 17.000 0.9586 0.12670 0.12160 0.0177 0.0943 1.0000 17.250 1.0557 0.10873 0.10325 0.0277 0.0691 1.0000 17.500 1.0290 0.11737 0.11208 0.0235 0.0690 1.0000 17.750 0.9965 0.12761 0.12247 0.0184 0.0697 1.0000 18.000 0.7606 0.20522 0.19945 -0.0204 0.1441 1.0000