XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 748 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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -12.750 -0.3761 0.11035 0.10288 -0.0602 1.0000 0.0635 -12.500 -0.4142 0.09907 0.09155 -0.0653 1.0000 0.0634 -12.250 -0.4513 0.08962 0.08198 -0.0695 1.0000 0.0632 -12.000 -0.4805 0.08262 0.07484 -0.0722 1.0000 0.0632 -11.750 -0.5049 0.07699 0.06904 -0.0739 1.0000 0.0635 -11.500 -0.5232 0.07259 0.06448 -0.0745 1.0000 0.0640 -11.250 -0.5217 0.07079 0.06277 -0.0733 1.0000 0.0652 -11.000 -0.5249 0.06869 0.06066 -0.0722 1.0000 0.0663 -10.750 -0.5300 0.06660 0.05858 -0.0709 1.0000 0.0677 -10.500 -0.5383 0.06448 0.05643 -0.0695 1.0000 0.0694 -10.250 -0.5476 0.06253 0.05441 -0.0677 1.0000 0.0711 -10.000 -0.5600 0.06065 0.05243 -0.0655 1.0000 0.0729 -9.750 -0.5667 0.05978 0.05172 -0.0626 1.0000 0.0747 -9.500 -0.5624 0.05846 0.05046 -0.0623 0.9966 0.0776 -9.250 -0.5366 0.05622 0.04807 -0.0658 0.9864 0.0841 -9.000 -0.5137 0.05432 0.04622 -0.0689 0.9751 0.0915 -8.750 -0.4957 0.05232 0.04429 -0.0714 0.9618 0.1000 -8.500 -0.4831 0.05017 0.04217 -0.0735 0.9467 0.1103 -8.250 -0.4704 0.04785 0.03993 -0.0759 0.9315 0.1229 -8.000 -0.4577 0.04529 0.03751 -0.0788 0.9162 0.1388 -7.750 -0.4446 0.04250 0.03489 -0.0821 0.9011 0.1601 -7.500 -0.4285 0.03997 0.03263 -0.0854 0.8865 0.1880 -7.250 -0.4040 0.03900 0.03206 -0.0870 0.8738 0.2272 -7.000 -0.3558 0.04178 0.03510 -0.0851 0.8660 0.2661 -6.750 -0.3236 0.04244 0.03559 -0.0856 0.8531 0.2950 -6.250 -0.2503 0.04303 0.03565 -0.0892 0.8324 0.3431 -6.000 -0.2179 0.04343 0.03582 -0.0898 0.8208 0.3604 -5.750 -0.1775 0.04355 0.03569 -0.0916 0.8123 0.3774 -5.500 -0.1531 0.04309 0.03500 -0.0924 0.7994 0.3930 -5.000 -0.0877 0.04343 0.03497 -0.0920 0.7789 0.4144 -4.750 -0.0615 0.04237 0.03365 -0.0941 0.7679 0.4289 -4.500 -0.0280 0.04270 0.03385 -0.0929 0.7584 0.4350 -4.250 -0.0059 0.04150 0.03240 -0.0949 0.7467 0.4476 -4.000 0.0283 0.04147 0.03221 -0.0945 0.7383 0.4530 -3.750 0.0485 0.04059 0.03114 -0.0955 0.7265 0.4628 -3.500 0.0826 0.04000 0.03034 -0.0967 0.7188 0.4690 -3.250 0.1006 0.03982 0.03008 -0.0954 0.7074 0.4743 -2.750 0.1541 0.03844 0.02834 -0.0979 0.6889 0.4873 -2.500 0.1872 0.03796 0.02767 -0.0990 0.6819 0.4919 -2.250 0.2071 0.03755 0.02715 -0.0993 0.6717 0.4975 -2.000 0.2431 0.03670 0.02605 -0.1025 0.6645 0.5033 -1.750 0.2622 0.03663 0.02595 -0.1014 0.6554 0.5062 -1.500 0.2910 0.03632 0.02551 -0.1020 0.6480 0.5100 -1.250 0.3192 0.03599 0.02504 -0.1031 0.6407 0.5144 -1.000 0.3479 0.03560 0.02450 -0.1051 0.6324 0.5189 -0.750 0.3836 0.03516 0.02388 -0.1071 0.6267 0.5224 -0.500 0.4001 0.03533 0.02407 -0.1058 0.6182 0.5250 -0.250 0.4287 0.03519 0.02384 -0.1064 0.6117 0.5283 0.000 0.4614 0.03497 0.02347 -0.1080 0.6061 0.5316 0.250 0.4821 0.03511 0.02359 -0.1082 0.5980 0.5347 0.500 0.5186 0.03486 0.02315 -0.1109 0.5922 0.5391 0.750 0.5437 0.03496 0.02322 -0.1107 0.5865 0.5417 1.000 0.5613 0.03531 0.02362 -0.1098 0.5792 0.5443 1.250 0.5918 0.03527 0.02350 -0.1106 0.5740 0.5472 1.500 0.6204 0.03538 0.02353 -0.1114 0.5687 0.5501 1.750 0.6376 0.03591 0.02410 -0.1109 0.5615 0.5533 2.000 0.6709 0.03598 0.02404 -0.1127 0.5564 0.5576 2.250 0.7051 0.03589 0.02388 -0.1137 0.5526 0.5607 2.500 0.7092 0.03697 0.02513 -0.1112 0.5447 0.5632 2.750 0.7346 0.03729 0.02544 -0.1113 0.5395 0.5665 3.000 0.7706 0.03727 0.02531 -0.1130 0.5357 0.5702 3.250 0.7801 0.03839 0.02652 -0.1116 0.5290 0.5733 3.500 0.7989 0.03915 0.02729 -0.1113 0.5231 0.5770 3.750 0.8284 0.03930 0.02744 -0.1116 0.5191 0.5806 4.000 0.8548 0.03971 0.02785 -0.1118 0.5150 0.5848 4.250 0.8453 0.04179 0.03010 -0.1082 0.5071 0.5877 4.500 0.8720 0.04228 0.03057 -0.1087 0.5027 0.5925 4.750 0.9093 0.04221 0.03047 -0.1101 0.4996 0.5970 5.000 0.8756 0.04548 0.03394 -0.1041 0.4906 0.5987 5.250 0.8887 0.04662 0.03513 -0.1030 0.4855 0.6024 5.500 0.9241 0.04664 0.03513 -0.1041 0.4825 0.6081 6.000 0.8897 0.05338 0.04208 -0.0984 0.4669 0.6147 6.250 0.9235 0.05315 0.04190 -0.0987 0.4644 0.6209 8.250 0.8472 0.08603 0.07551 -0.0961 0.4022 0.6551 8.500 0.8611 0.08783 0.07740 -0.0961 0.3974 0.6636 8.750 0.8852 0.08838 0.07806 -0.0959 0.3946 0.6744 9.250 0.8749 0.09653 0.08644 -0.0968 0.3803 0.6904 9.500 0.8987 0.09704 0.08708 -0.0964 0.3774 0.7072 10.000 0.8885 0.10512 0.09547 -0.0974 0.3636 0.7328 10.250 0.9096 0.10548 0.09603 -0.0965 0.3607 0.7654 10.750 0.8895 0.11228 0.10325 -0.0955 0.3473 0.9903 11.000 0.9169 0.11329 0.10422 -0.0963 0.3442 1.0000