XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 642 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.750 -0.3931 0.12235 0.11672 -0.0291 1.0000 0.2690 -9.500 -0.3685 0.11830 0.11266 -0.0257 1.0000 0.2783 -9.250 -0.4133 0.11981 0.11434 -0.0227 1.0000 0.2845 -9.000 -0.3941 0.11611 0.11062 -0.0200 1.0000 0.2950 -8.750 -0.4181 0.11527 0.10990 -0.0175 1.0000 0.3028 -8.500 -0.4282 0.11409 0.10878 -0.0148 1.0000 0.3148 -8.250 -0.4221 0.11131 0.10602 -0.0124 1.0000 0.3259 -8.000 -0.4324 0.10956 0.10434 -0.0099 1.0000 0.3375 -7.750 -0.4483 0.10807 0.10294 -0.0072 1.0000 0.3510 -7.500 -0.4596 0.10640 0.10134 -0.0043 1.0000 0.3661 -7.250 -0.4620 0.10432 0.09930 -0.0014 1.0000 0.3825 -7.000 -0.4595 0.10202 0.09703 0.0013 1.0000 0.4003 -6.750 -0.4596 0.09992 0.09495 0.0043 1.0000 0.4197 -5.000 -0.6553 0.06091 0.05377 -0.0082 1.0000 0.1436 -4.750 -0.6405 0.05654 0.04878 -0.0070 1.0000 0.1282 -4.500 -0.6256 0.05319 0.04524 -0.0059 1.0000 0.1230 -4.250 -0.6071 0.05017 0.04113 -0.0043 1.0000 0.1139 -4.000 -0.5894 0.04755 0.03830 -0.0033 1.0000 0.1121 -3.750 -0.5704 0.04538 0.03575 -0.0022 1.0000 0.1115 -3.500 -0.5504 0.04362 0.03357 -0.0011 1.0000 0.1125 -3.250 -0.5296 0.04217 0.03163 0.0000 1.0000 0.1142 -3.000 -0.5087 0.04041 0.02972 0.0008 1.0000 0.1163 -2.750 -0.4870 0.03909 0.02828 0.0017 1.0000 0.1193 -2.500 -0.1948 0.03936 0.03203 -0.0300 0.9940 1.0000 -2.250 -0.1865 0.03940 0.03172 -0.0282 0.9932 1.0000 -2.000 -0.1795 0.03949 0.03148 -0.0262 0.9929 1.0000 -1.750 -0.1740 0.03961 0.03135 -0.0239 0.9932 1.0000 -1.500 -0.1769 0.03956 0.03111 -0.0199 0.9960 1.0000 -1.250 -0.1834 0.03945 0.03083 -0.0151 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1758 0.03964 0.03080 -0.0131 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1680 0.03986 0.03081 -0.0111 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1601 0.04010 0.03084 -0.0091 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1522 0.04036 0.03093 -0.0072 1.0000 1.0000 0.000 -0.1443 0.04064 0.03105 -0.0053 1.0000 1.0000 0.250 -0.1362 0.04095 0.03120 -0.0034 1.0000 1.0000 0.500 -0.1282 0.04127 0.03137 -0.0015 1.0000 1.0000 0.750 -0.1202 0.04162 0.03158 0.0003 1.0000 1.0000 1.000 -0.1122 0.04198 0.03182 0.0021 1.0000 1.0000 1.250 -0.1042 0.04236 0.03209 0.0039 1.0000 1.0000 1.500 -0.0961 0.04277 0.03239 0.0056 1.0000 1.0000 1.750 -0.0879 0.04320 0.03271 0.0073 1.0000 1.0000 2.000 -0.0797 0.04366 0.03307 0.0089 1.0000 1.0000 2.250 -0.0714 0.04415 0.03347 0.0104 1.0000 1.0000 2.500 -0.0628 0.04467 0.03392 0.0119 1.0000 1.0000 2.750 -0.0538 0.04525 0.03442 0.0132 1.0000 1.0000 3.000 -0.0443 0.04589 0.03500 0.0144 1.0000 1.0000 3.250 -0.0341 0.04661 0.03564 0.0153 1.0000 1.0000 3.500 -0.0068 0.04861 0.03756 0.0128 0.9937 1.0000 3.750 0.0258 0.05084 0.03973 0.0092 0.9805 1.0000 4.000 0.0567 0.05294 0.04178 0.0060 0.9651 1.0000 4.250 0.0857 0.05498 0.04379 0.0032 0.9495 1.0000 4.750 0.1408 0.05900 0.04776 -0.0013 0.9170 1.0000 5.000 0.1677 0.06106 0.04981 -0.0034 0.9005 1.0000 5.250 0.1926 0.06303 0.05178 -0.0050 0.8844 1.0000 5.500 0.2184 0.06516 0.05392 -0.0067 0.8680 1.0000 5.750 0.2418 0.06716 0.05594 -0.0080 0.8520 1.0000 6.000 0.2667 0.06939 0.05819 -0.0095 0.8358 1.0000 6.250 0.2871 0.07124 0.06007 -0.0103 0.8199 1.0000 6.500 0.3040 0.07286 0.06174 -0.0106 0.8039 1.0000 6.750 0.3207 0.07454 0.06346 -0.0108 0.7877 1.0000 7.000 0.3362 0.07620 0.06517 -0.0110 0.7711 1.0000 7.250 0.3531 0.07805 0.06707 -0.0113 0.7549 1.0000 7.500 0.3690 0.07984 0.06894 -0.0115 0.7380 1.0000 7.750 0.3857 0.08176 0.07093 -0.0119 0.7214 1.0000 8.000 0.4027 0.08365 0.07288 -0.0122 0.7033 1.0000 8.250 0.4228 0.08567 0.07499 -0.0127 0.6847 1.0000 8.500 0.4546 0.08805 0.07748 -0.0141 0.6624 1.0000 8.750 0.5309 0.08372 0.07326 -0.0123 0.5778 1.0000 9.000 0.5614 0.08464 0.07433 -0.0126 0.5604 1.0000 9.250 0.5914 0.08546 0.07527 -0.0127 0.5437 1.0000 9.500 0.6041 0.08698 0.07690 -0.0123 0.5285 1.0000 9.750 0.6192 0.08842 0.07846 -0.0120 0.5133 1.0000 10.000 0.6355 0.08991 0.08008 -0.0118 0.4984 1.0000 10.250 0.6524 0.09134 0.08165 -0.0115 0.4835 1.0000 10.500 0.6711 0.09273 0.08317 -0.0112 0.4691 1.0000 10.750 0.6868 0.09417 0.08475 -0.0109 0.4541 1.0000 11.000 0.7071 0.09533 0.08608 -0.0105 0.4399 1.0000 11.250 0.7261 0.09648 0.08739 -0.0100 0.4253 1.0000 11.500 0.7405 0.09809 0.08914 -0.0095 0.4112 1.0000 11.750 0.7290 0.10252 0.09362 -0.0099 0.3985 1.0000 12.000 0.7266 0.10617 0.09736 -0.0103 0.3861 1.0000 12.250 0.7320 0.10913 0.10043 -0.0104 0.3735 1.0000 12.500 1.1550 0.05274 0.04541 0.0064 0.3067 1.0000 12.750 1.0818 0.06262 0.05547 0.0078 0.3090 1.0000 13.000 1.0111 0.07484 0.06765 0.0066 0.3066 1.0000 13.250 0.9972 0.07949 0.07236 0.0069 0.2922 1.0000 13.500 0.9865 0.08381 0.07674 0.0070 0.2777 1.0000 14.250 1.1501 0.06668 0.05883 0.0187 0.1556 1.0000 14.500 1.1432 0.06992 0.06207 0.0196 0.1418 1.0000 14.750 1.1382 0.07331 0.06545 0.0203 0.1291 1.0000 15.000 1.1388 0.07660 0.06871 0.0208 0.1174 1.0000 15.250 1.1164 0.08206 0.07452 0.0205 0.1150 1.0000 15.500 1.0952 0.08783 0.08057 0.0196 0.1127 1.0000 15.750 1.1024 0.09111 0.08381 0.0198 0.1048 1.0000 16.000 1.0750 0.09798 0.09095 0.0179 0.1048 1.0000 16.250 1.0458 0.10572 0.09890 0.0151 0.1053 1.0000 16.500 1.0176 0.11411 0.10745 0.0115 0.1060 1.0000