XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 682 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 -0.4351 0.13010 0.12424 -0.0229 1.0000 0.2586 -9.500 -0.4287 0.12692 0.12109 -0.0210 1.0000 0.2682 -9.250 -0.4646 0.12661 0.12091 -0.0199 1.0000 0.2759 -9.000 -0.4520 0.12329 0.11759 -0.0176 1.0000 0.2901 -8.750 -0.4449 0.12028 0.11460 -0.0155 1.0000 0.3022 -8.500 -0.4483 0.11784 0.11221 -0.0134 1.0000 0.3155 -8.250 -0.4529 0.11554 0.10996 -0.0112 1.0000 0.3304 -8.000 -0.4584 0.11327 0.10774 -0.0089 1.0000 0.3450 -7.750 -0.4612 0.11096 0.10548 -0.0064 1.0000 0.3615 -7.500 -0.4641 0.10866 0.10322 -0.0039 1.0000 0.3782 -7.250 -0.4700 0.10657 0.10118 -0.0010 1.0000 0.3977 -7.000 -0.4920 0.10518 0.09990 0.0029 1.0000 0.4188 -5.250 -0.6932 0.07034 0.06451 -0.0037 1.0000 0.2467 -5.000 -0.6683 0.05904 0.05135 -0.0079 1.0000 0.1351 -4.750 -0.6538 0.05530 0.04734 -0.0067 1.0000 0.1286 -4.500 -0.6361 0.05193 0.04317 -0.0053 1.0000 0.1192 -4.250 -0.6182 0.04898 0.03987 -0.0041 1.0000 0.1155 -4.000 -0.5983 0.04632 0.03668 -0.0029 1.0000 0.1118 -3.750 -0.5768 0.04410 0.03387 -0.0016 1.0000 0.1095 -3.500 -0.5553 0.04229 0.03167 -0.0005 1.0000 0.1094 -3.250 -0.5342 0.04078 0.03001 0.0005 1.0000 0.1126 -3.000 -0.5125 0.03959 0.02855 0.0015 1.0000 0.1175 -2.750 -0.2120 0.04041 0.03278 -0.0290 1.0000 1.0000 -2.500 -0.2055 0.04029 0.03231 -0.0268 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1985 0.04023 0.03193 -0.0246 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1911 0.04022 0.03166 -0.0224 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1835 0.04026 0.03145 -0.0203 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1757 0.04034 0.03130 -0.0182 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1676 0.04046 0.03121 -0.0162 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1595 0.04061 0.03117 -0.0141 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1512 0.04080 0.03116 -0.0121 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1429 0.04101 0.03120 -0.0101 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1346 0.04124 0.03128 -0.0081 1.0000 1.0000 0.000 -0.1263 0.04151 0.03140 -0.0062 1.0000 1.0000 0.250 -0.1179 0.04180 0.03154 -0.0043 1.0000 1.0000 0.500 -0.1097 0.04211 0.03174 -0.0024 1.0000 1.0000 0.750 -0.1014 0.04245 0.03196 -0.0005 1.0000 1.0000 1.000 -0.0933 0.04280 0.03221 0.0014 1.0000 1.0000 1.250 -0.0852 0.04318 0.03249 0.0032 1.0000 1.0000 1.500 -0.0772 0.04358 0.03280 0.0050 1.0000 1.0000 1.750 -0.0693 0.04400 0.03313 0.0068 1.0000 1.0000 2.000 -0.0615 0.04443 0.03349 0.0085 1.0000 1.0000 2.250 -0.0537 0.04489 0.03388 0.0102 1.0000 1.0000 2.500 -0.0459 0.04537 0.03431 0.0119 1.0000 1.0000 2.750 -0.0382 0.04588 0.03477 0.0135 1.0000 1.0000 3.000 -0.0304 0.04642 0.03525 0.0150 1.0000 1.0000 3.250 -0.0226 0.04698 0.03578 0.0165 1.0000 1.0000 3.500 -0.0147 0.04759 0.03634 0.0179 1.0000 1.0000 3.750 0.0100 0.04943 0.03814 0.0159 0.9942 1.0000 4.000 0.0427 0.05157 0.04025 0.0121 0.9802 1.0000 4.250 0.0729 0.05361 0.04227 0.0090 0.9644 1.0000 4.500 0.1007 0.05556 0.04421 0.0065 0.9487 1.0000 4.750 0.1273 0.05746 0.04612 0.0043 0.9325 1.0000 5.000 0.1526 0.05933 0.04799 0.0025 0.9162 1.0000 5.250 0.1773 0.06119 0.04987 0.0009 0.8999 1.0000 5.500 0.2018 0.06311 0.05181 -0.0007 0.8837 1.0000 5.750 0.2271 0.06516 0.05389 -0.0023 0.8674 1.0000 6.000 0.2512 0.06718 0.05594 -0.0037 0.8514 1.0000 6.250 0.2673 0.06850 0.05731 -0.0038 0.8353 1.0000 6.500 0.2836 0.06991 0.05877 -0.0040 0.8190 1.0000 6.750 0.2987 0.07116 0.06008 -0.0039 0.8001 1.0000 7.000 0.3510 0.07206 0.06106 -0.0065 0.7479 1.0000 7.250 0.4099 0.07135 0.06044 -0.0081 0.6945 1.0000 7.500 0.4309 0.07230 0.06147 -0.0081 0.6766 1.0000 7.750 0.4586 0.07321 0.06247 -0.0087 0.6591 1.0000 8.000 0.4898 0.07406 0.06347 -0.0095 0.6427 1.0000 8.250 0.5183 0.07490 0.06442 -0.0100 0.6268 1.0000 8.500 0.5318 0.07606 0.06568 -0.0095 0.6108 1.0000 8.750 0.5489 0.07719 0.06693 -0.0092 0.5946 1.0000 9.000 0.5682 0.07829 0.06818 -0.0091 0.5785 1.0000 9.250 0.5885 0.07937 0.06940 -0.0090 0.5623 1.0000 9.500 0.6091 0.08041 0.07058 -0.0089 0.5462 1.0000 9.750 0.6315 0.08126 0.07161 -0.0086 0.5296 1.0000 10.000 0.6542 0.08205 0.07256 -0.0084 0.5133 1.0000 10.250 0.6785 0.08264 0.07334 -0.0080 0.4968 1.0000 10.500 0.7105 0.08236 0.07327 -0.0075 0.4800 1.0000 10.750 0.7455 0.08159 0.07276 -0.0067 0.4636 1.0000 11.000 0.7573 0.08295 0.07428 -0.0058 0.4461 1.0000 11.250 0.7609 0.08534 0.07679 -0.0051 0.4287 1.0000 11.500 0.9839 0.05811 0.05067 0.0006 0.4039 1.0000 11.750 0.7980 0.08653 0.07838 -0.0030 0.3928 1.0000 12.000 1.1401 0.04542 0.03764 0.0034 0.2968 1.0000 12.250 1.1381 0.04705 0.03911 0.0065 0.2660 1.0000 12.500 1.1348 0.04887 0.04073 0.0093 0.2365 1.0000 12.750 1.1216 0.05135 0.04319 0.0123 0.2132 1.0000 13.000 1.1133 0.05368 0.04534 0.0148 0.1889 1.0000 13.250 1.1085 0.05600 0.04734 0.0168 0.1642 1.0000 13.500 1.1011 0.05912 0.05053 0.0186 0.1463 1.0000 13.750 1.1006 0.06211 0.05346 0.0200 0.1283 1.0000 14.000 1.1066 0.06517 0.05653 0.0210 0.1145 1.0000 14.250 1.1131 0.06875 0.06031 0.0218 0.1052 1.0000 14.500 1.1352 0.07205 0.06357 0.0221 0.0967 1.0000 14.750 1.1170 0.07651 0.06846 0.0230 0.0950 1.0000 15.000 1.1000 0.08133 0.07363 0.0234 0.0939 1.0000 15.250 1.0804 0.08661 0.07923 0.0233 0.0936 1.0000 15.500 1.0546 0.09264 0.08555 0.0223 0.0935 1.0000 15.750 1.0268 0.09956 0.09271 0.0205 0.0944 1.0000 16.000 0.9981 0.10718 0.10053 0.0176 0.0955 1.0000 16.250 0.9703 0.11565 0.10914 0.0139 0.0966 1.0000 16.500 0.9462 0.12447 0.11801 0.0096 0.0975 1.0000 16.750 0.8293 0.16027 0.15364 -0.0125 0.1234 1.0000 17.000 0.8241 0.16791 0.16123 -0.0161 0.1236 1.0000