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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.4002 0.09164 0.08887 0.0036 1.0000 0.0437 -9.000 -0.4039 0.08699 0.08425 0.0013 1.0000 0.0452 -8.750 -0.4937 0.08699 0.08403 -0.0015 1.0000 0.0411 -8.500 -0.4993 0.08264 0.07971 -0.0048 1.0000 0.0418 -8.250 -0.5077 0.07864 0.07572 -0.0066 1.0000 0.0423 -8.000 -0.5169 0.07510 0.07218 -0.0068 1.0000 0.0430 -7.750 -0.5230 0.07150 0.06855 -0.0069 1.0000 0.0442 -7.500 -0.5261 0.06779 0.06475 -0.0070 1.0000 0.0459 -7.250 -0.5355 0.06618 0.06264 -0.0053 1.0000 0.0481 -7.000 -0.5385 0.06031 0.05665 -0.0043 1.0000 0.0489 -6.750 -0.5249 0.05586 0.05239 -0.0045 1.0000 0.0501 -6.500 -0.4955 0.05233 0.04875 -0.0074 0.8855 0.0526 -6.250 -0.4856 0.05001 0.04610 -0.0054 0.8310 0.0550 -6.000 -0.4782 0.05156 0.04670 -0.0003 0.7967 0.0606 -5.750 -0.4721 0.04438 0.03956 0.0004 0.7737 0.0628 -5.500 -0.4571 0.04210 0.03719 0.0018 0.7502 0.0651 -5.250 -0.4418 0.04025 0.03504 0.0038 0.7307 0.0700 -5.000 -0.4301 0.03773 0.03205 0.0065 0.7137 0.0768 -4.750 -0.4115 0.03570 0.02994 0.0077 0.6959 0.0807 -4.500 -0.3959 0.03390 0.02778 0.0099 0.6805 0.0919 -4.250 -0.3786 0.03275 0.02625 0.0119 0.6658 0.1050 -4.000 -0.3449 0.02664 0.01879 0.0169 0.6566 0.0486 -3.750 -0.3188 0.02309 0.01501 0.0176 0.6432 0.0451 -3.500 -0.2918 0.02151 0.01310 0.0185 0.6296 0.0453 -3.250 -0.2640 0.02032 0.01164 0.0191 0.6165 0.0465 -3.000 -0.2349 0.01901 0.01012 0.0195 0.6043 0.0466 -2.750 -0.2065 0.01806 0.00898 0.0199 0.5931 0.0474 -2.500 -0.1792 0.01699 0.00782 0.0204 0.5820 0.0496 -2.250 -0.1542 0.01619 0.00703 0.0211 0.5707 0.0531 -2.000 -0.1298 0.01564 0.00641 0.0221 0.5607 0.0559 -1.750 -0.1059 0.01521 0.00586 0.0232 0.5515 0.0597 -1.500 -0.0832 0.01468 0.00534 0.0244 0.5420 0.0682 -1.250 0.0076 0.01247 0.00625 0.0141 0.5282 0.9276 -1.000 0.2056 0.01353 0.00664 -0.0174 0.5067 1.0000 -0.750 0.2283 0.01347 0.00648 -0.0167 0.4984 1.0000 -0.500 0.2510 0.01345 0.00629 -0.0160 0.4915 1.0000 -0.250 0.2741 0.01343 0.00619 -0.0153 0.4842 1.0000 0.000 0.2972 0.01342 0.00607 -0.0146 0.4776 1.0000 0.250 0.3205 0.01344 0.00600 -0.0140 0.4709 1.0000 0.500 0.3439 0.01345 0.00592 -0.0133 0.4642 1.0000 0.750 0.3673 0.01352 0.00588 -0.0127 0.4588 1.0000 1.000 0.3910 0.01355 0.00589 -0.0121 0.4522 1.0000 1.250 0.4146 0.01362 0.00585 -0.0114 0.4468 1.0000 1.500 0.4384 0.01370 0.00590 -0.0108 0.4410 1.0000 1.750 0.4622 0.01376 0.00593 -0.0102 0.4351 1.0000 2.000 0.4860 0.01389 0.00595 -0.0096 0.4307 1.0000 2.250 0.5100 0.01399 0.00609 -0.0090 0.4249 1.0000 2.500 0.5339 0.01408 0.00614 -0.0084 0.4196 1.0000 3.000 0.5819 0.01437 0.00641 -0.0073 0.4097 1.0000 3.250 0.6060 0.01450 0.00652 -0.0067 0.4048 1.0000 3.500 0.6301 0.01470 0.00662 -0.0061 0.4007 1.0000 3.750 0.6540 0.01485 0.00689 -0.0056 0.3953 1.0000 4.000 0.6781 0.01500 0.00704 -0.0050 0.3904 1.0000 4.250 0.7023 0.01520 0.00717 -0.0044 0.3866 1.0000 4.500 0.7262 0.01543 0.00749 -0.0039 0.3819 1.0000 4.750 0.7501 0.01561 0.00773 -0.0033 0.3768 1.0000 5.000 0.7742 0.01579 0.00787 -0.0027 0.3726 1.0000 5.250 0.7981 0.01608 0.00821 -0.0022 0.3685 1.0000 5.500 0.8217 0.01631 0.00855 -0.0016 0.3634 1.0000 5.750 0.8455 0.01650 0.00874 -0.0010 0.3590 1.0000 6.000 0.8693 0.01680 0.00903 -0.0004 0.3549 1.0000 6.250 0.8921 0.01705 0.00945 0.0002 0.3493 1.0000 6.500 0.9157 0.01723 0.00965 0.0009 0.3446 1.0000 6.750 0.9392 0.01752 0.00993 0.0015 0.3402 1.0000 7.000 0.9614 0.01778 0.01037 0.0023 0.3343 1.0000 7.250 0.9847 0.01793 0.01052 0.0030 0.3293 1.0000 7.500 1.0074 0.01823 0.01090 0.0037 0.3243 1.0000 7.750 1.0293 0.01846 0.01127 0.0046 0.3182 1.0000 8.000 1.0527 0.01862 0.01139 0.0053 0.3134 1.0000 8.250 1.0737 0.01893 0.01189 0.0062 0.3071 1.0000 8.500 1.0959 0.01905 0.01208 0.0071 0.3010 1.0000 8.750 1.1176 0.01930 0.01240 0.0079 0.2951 1.0000 9.000 1.1384 0.01948 0.01272 0.0089 0.2880 1.0000 9.250 1.1599 0.01965 0.01290 0.0099 0.2816 1.0000 9.500 1.1796 0.01983 0.01327 0.0110 0.2736 1.0000 9.750 1.1997 0.02002 0.01353 0.0121 0.2660 1.0000 10.000 1.2189 0.02018 0.01380 0.0133 0.2574 1.0000 10.250 1.2369 0.02045 0.01422 0.0146 0.2480 1.0000 10.500 1.2546 0.02071 0.01453 0.0160 0.2384 1.0000 10.750 1.2708 0.02103 0.01495 0.0175 0.2275 1.0000 11.000 1.2853 0.02147 0.01553 0.0191 0.2150 1.0000 11.250 1.2976 0.02204 0.01619 0.0210 0.2015 1.0000 11.500 1.3068 0.02279 0.01699 0.0231 0.1871 1.0000 11.750 1.3113 0.02376 0.01798 0.0258 0.1721 1.0000 12.000 1.3115 0.02495 0.01919 0.0288 0.1573 1.0000 12.250 1.3016 0.02633 0.02055 0.0330 0.1458 1.0000 12.500 1.2883 0.02799 0.02226 0.0367 0.1365 1.0000 12.750 1.2748 0.03042 0.02472 0.0386 0.1277 1.0000 13.000 1.2598 0.03362 0.02789 0.0393 0.1199 1.0000 13.250 1.2497 0.03679 0.03116 0.0393 0.1117 1.0000 13.500 1.2350 0.04059 0.03493 0.0391 0.1060 1.0000 13.750 1.2237 0.04429 0.03872 0.0385 0.0984 1.0000 14.000 1.2084 0.04842 0.04282 0.0378 0.0937 1.0000 14.250 1.1973 0.05236 0.04687 0.0369 0.0870 1.0000 14.500 1.1831 0.05655 0.05103 0.0361 0.0832 1.0000 14.750 1.1726 0.06048 0.05505 0.0352 0.0782 1.0000 15.000 1.1622 0.06451 0.05913 0.0342 0.0741 1.0000 15.250 1.1496 0.06892 0.06349 0.0329 0.0698 1.0000 15.500 1.1418 0.07301 0.06772 0.0317 0.0654 1.0000 15.750 1.1318 0.07745 0.07218 0.0301 0.0616 1.0000 16.000 1.1227 0.08169 0.07643 0.0289 0.0577 1.0000 16.250 1.1150 0.08603 0.08088 0.0274 0.0539 1.0000 16.500 1.1051 0.09067 0.08552 0.0257 0.0503 1.0000 16.750 1.0961 0.09526 0.09016 0.0241 0.0464 1.0000 17.000 1.0868 0.10010 0.09508 0.0223 0.0427 1.0000 17.250 1.0783 0.10446 0.09934 0.0208 0.0389 1.0000 17.500 1.0690 0.10957 0.10460 0.0187 0.0358 1.0000