XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 664 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.4515 0.11821 0.11257 -0.0111 1.0000 0.3532 -8.250 -0.4526 0.11555 0.10996 -0.0092 1.0000 0.3638 -7.250 -0.5307 0.09123 0.08640 -0.0190 1.0000 0.2304 -7.000 -0.5905 0.08493 0.08012 -0.0179 1.0000 0.2150 -6.750 -0.6452 0.07996 0.07510 -0.0152 1.0000 0.2121 -6.500 -0.7600 0.07215 0.06559 -0.0150 1.0000 0.1465 -6.250 -0.7575 0.06669 0.05961 -0.0136 1.0000 0.1314 -6.000 -0.7473 0.06304 0.05569 -0.0121 1.0000 0.1253 -5.750 -0.7393 0.05875 0.05089 -0.0106 1.0000 0.1188 -5.500 -0.7265 0.05530 0.04658 -0.0089 1.0000 0.1127 -5.250 -0.7110 0.05224 0.04322 -0.0077 1.0000 0.1109 -5.000 -0.6937 0.04950 0.04010 -0.0065 1.0000 0.1096 -4.750 -0.6748 0.04705 0.03723 -0.0053 1.0000 0.1091 -4.500 -0.6548 0.04502 0.03480 -0.0042 1.0000 0.1103 -4.250 -0.6340 0.04347 0.03272 -0.0029 1.0000 0.1139 -4.000 -0.6136 0.04159 0.03084 -0.0019 1.0000 0.1189 -3.750 -0.5920 0.04032 0.02943 -0.0007 1.0000 0.1242 -3.500 -0.5693 0.03909 0.02809 0.0008 1.0000 0.1325 -3.250 -0.5472 0.03829 0.02734 0.0024 1.0000 0.1475 -3.000 -0.1870 0.04771 0.03930 -0.0305 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1819 0.04749 0.03887 -0.0286 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1763 0.04733 0.03852 -0.0267 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1702 0.04723 0.03824 -0.0247 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1638 0.04719 0.03802 -0.0228 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1572 0.04718 0.03785 -0.0209 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1504 0.04722 0.03773 -0.0190 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1434 0.04729 0.03766 -0.0171 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1364 0.04740 0.03763 -0.0152 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1292 0.04753 0.03764 -0.0133 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1220 0.04770 0.03767 -0.0114 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1148 0.04789 0.03775 -0.0095 1.0000 1.0000 0.000 -0.1076 0.04810 0.03787 -0.0077 1.0000 1.0000 0.250 -0.1004 0.04835 0.03802 -0.0058 1.0000 1.0000 0.500 -0.0932 0.04861 0.03820 -0.0040 1.0000 1.0000 0.750 -0.0862 0.04890 0.03840 -0.0021 1.0000 1.0000 1.000 -0.0792 0.04921 0.03863 -0.0003 1.0000 1.0000 1.250 -0.0723 0.04955 0.03891 0.0015 1.0000 1.0000 1.500 -0.0656 0.04989 0.03919 0.0033 1.0000 1.0000 1.750 -0.0589 0.05026 0.03950 0.0051 1.0000 1.0000 2.000 -0.0524 0.05064 0.03984 0.0069 1.0000 1.0000 2.250 -0.0461 0.05105 0.04020 0.0086 1.0000 1.0000 2.500 -0.0399 0.05147 0.04059 0.0104 1.0000 1.0000 2.750 -0.0339 0.05190 0.04099 0.0121 1.0000 1.0000 3.000 -0.0280 0.05236 0.04142 0.0138 1.0000 1.0000 3.250 -0.0224 0.05282 0.04186 0.0155 1.0000 1.0000 3.500 -0.0169 0.05329 0.04232 0.0171 1.0000 1.0000 3.750 0.0078 0.05493 0.04395 0.0148 0.9931 1.0000 4.000 0.0396 0.05686 0.04587 0.0110 0.9787 1.0000 4.250 0.0677 0.05866 0.04768 0.0081 0.9636 1.0000 4.500 0.0927 0.06034 0.04937 0.0060 0.9484 1.0000 4.750 0.1160 0.06196 0.05101 0.0043 0.9326 1.0000 5.000 0.1357 0.06338 0.05244 0.0033 0.9170 1.0000 5.250 0.1540 0.06474 0.05383 0.0027 0.9011 1.0000 5.500 0.1702 0.06602 0.05514 0.0025 0.8855 1.0000 5.750 0.1855 0.06731 0.05646 0.0024 0.8698 1.0000 6.000 0.1996 0.06857 0.05775 0.0026 0.8546 1.0000 6.250 0.2133 0.06987 0.05909 0.0029 0.8395 1.0000 6.500 0.2279 0.07125 0.06052 0.0030 0.8245 1.0000 6.750 0.2436 0.07275 0.06206 0.0029 0.8093 1.0000 7.000 0.2606 0.07433 0.06370 0.0026 0.7938 1.0000 7.250 0.2779 0.07592 0.06535 0.0022 0.7776 1.0000 7.500 0.3555 0.07500 0.06450 -0.0007 0.6959 1.0000 7.750 0.3885 0.07563 0.06520 -0.0015 0.6725 1.0000 8.000 0.4156 0.07633 0.06599 -0.0019 0.6523 1.0000 8.250 0.4317 0.07731 0.06707 -0.0016 0.6354 1.0000 8.500 0.4506 0.07833 0.06819 -0.0017 0.6185 1.0000 8.750 0.4711 0.07944 0.06940 -0.0019 0.6025 1.0000 9.000 0.4940 0.08045 0.07054 -0.0023 0.5859 1.0000 9.250 0.5160 0.08158 0.07179 -0.0027 0.5702 1.0000 9.500 0.5407 0.08254 0.07289 -0.0031 0.5538 1.0000 9.750 0.5632 0.08363 0.07411 -0.0035 0.5380 1.0000 10.000 0.5872 0.08455 0.07519 -0.0037 0.5217 1.0000 10.250 0.6092 0.08556 0.07635 -0.0039 0.5057 1.0000 10.500 0.6335 0.08629 0.07724 -0.0039 0.4894 1.0000 10.750 0.6575 0.08698 0.07810 -0.0039 0.4731 1.0000 11.000 0.6837 0.08738 0.07868 -0.0037 0.4567 1.0000 11.250 0.7166 0.08688 0.07839 -0.0032 0.4401 1.0000 11.500 0.7525 0.08574 0.07750 -0.0024 0.4235 1.0000 11.750 0.7561 0.08828 0.08015 -0.0021 0.4063 1.0000 12.000 1.0380 0.05390 0.04671 0.0034 0.3731 1.0000 12.250 0.7759 0.09209 0.08424 -0.0015 0.3726 1.0000 12.500 0.7871 0.09393 0.08623 -0.0011 0.3561 1.0000 12.750 0.7978 0.09581 0.08827 -0.0008 0.3396 1.0000 13.000 0.8088 0.09772 0.09031 -0.0004 0.3236 1.0000 13.250 0.8196 0.09961 0.09234 -0.0001 0.3078 1.0000 13.500 0.8302 0.10159 0.09446 0.0002 0.2926 1.0000 13.750 0.8415 0.10334 0.09635 0.0006 0.2774 1.0000 14.000 1.1638 0.06172 0.05401 0.0137 0.1718 1.0000 14.250 1.1605 0.06449 0.05679 0.0149 0.1576 1.0000 14.500 1.1581 0.06741 0.05971 0.0160 0.1442 1.0000 14.750 1.1606 0.07037 0.06264 0.0166 0.1317 1.0000 15.000 1.1368 0.07522 0.06789 0.0175 0.1284 1.0000 15.250 0.8661 0.12374 0.11731 -0.0023 0.2055 1.0000 16.000 1.1098 0.09250 0.08568 0.0171 0.1063 1.0000 17.250 0.5057 0.16742 0.16136 -0.0200 0.2911 1.0000 17.500 0.5215 0.17209 0.16614 -0.0212 0.2808 1.0000