XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 863 STRUT 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.1192 0.11509 0.10769 -0.0255 0.5511 0.3086 -10.250 -0.0873 0.11532 0.10790 -0.0261 0.5473 0.3099 -10.000 -0.1423 0.10680 0.09931 -0.0273 0.5475 0.3213 -9.750 -0.1088 0.10712 0.09967 -0.0278 0.5442 0.3220 -9.500 -0.0752 0.10747 0.10004 -0.0283 0.5408 0.3229 -9.250 -0.0421 0.10770 0.10029 -0.0289 0.5374 0.3242 -9.000 -0.0958 0.09972 0.09222 -0.0296 0.5374 0.3353 -8.750 -0.0443 0.10182 0.09433 -0.0301 0.5337 0.3340 -8.500 -0.0333 0.09992 0.09239 -0.0305 0.5315 0.3375 -8.250 0.0001 0.10025 0.09269 -0.0310 0.5286 0.3386 -8.000 -0.0640 0.09147 0.08383 -0.0314 0.5289 0.3510 -7.750 -0.0296 0.09201 0.08433 -0.0318 0.5258 0.3516 -7.500 0.0056 0.09254 0.08489 -0.0324 0.5229 0.3524 -7.250 0.0402 0.09291 0.08531 -0.0330 0.5203 0.3534 -7.000 -0.0313 0.08373 0.07605 -0.0330 0.5206 0.3665 -6.750 0.0047 0.08421 0.07657 -0.0335 0.5179 0.3671 -6.500 0.0402 0.08471 0.07710 -0.0340 0.5152 0.3678 -6.250 0.0758 0.08524 0.07765 -0.0346 0.5125 0.3687 -6.000 0.1095 0.08558 0.07799 -0.0351 0.5100 0.3699 -5.750 0.0305 0.07597 0.06831 -0.0345 0.5104 0.3832 -5.500 0.0663 0.07650 0.06882 -0.0349 0.5078 0.3838 -5.250 0.1014 0.07701 0.06930 -0.0354 0.5053 0.3846 -5.000 0.1358 0.07757 0.06982 -0.0358 0.5028 0.3855 -4.750 0.1678 0.07801 0.07028 -0.0364 0.5005 0.3868 -4.500 0.1937 0.07764 0.06998 -0.0370 0.4987 0.3886 -4.250 -0.0343 0.05485 0.04694 -0.0325 0.5016 0.4180 -4.000 -0.3189 0.03699 0.02868 -0.0086 0.5054 0.4384 -3.750 -0.2853 0.03706 0.02875 -0.0098 0.5030 0.4397 -3.500 -0.2541 0.03743 0.02916 -0.0107 0.5006 0.4410 -3.250 -0.2263 0.03748 0.02931 -0.0111 0.4988 0.4424 -3.000 -0.2013 0.03756 0.02946 -0.0112 0.4966 0.4441 -2.750 -0.1782 0.03759 0.02955 -0.0110 0.4943 0.4461 -2.500 -0.1673 0.03713 0.02906 -0.0094 0.4921 0.4489 -2.250 -0.1699 0.03604 0.02787 -0.0062 0.4901 0.4525 -2.000 -0.1725 0.03494 0.02658 -0.0028 0.4882 0.4558 -1.750 -0.1619 0.03418 0.02570 -0.0011 0.4863 0.4582 -1.500 -0.1340 0.03393 0.02549 -0.0016 0.4844 0.4599 -1.250 -0.1054 0.03396 0.02554 -0.0021 0.4826 0.4616 -1.000 -0.0775 0.03411 0.02568 -0.0025 0.4808 0.4634 -0.750 -0.0533 0.03455 0.02610 -0.0025 0.4787 0.4653 -0.500 -0.0343 0.03454 0.02618 -0.0018 0.4767 0.4673 -0.250 -0.0167 0.03458 0.02628 -0.0010 0.4741 0.4694 0.000 0.0000 0.03459 0.02632 0.0000 0.4716 0.4716 0.250 0.0167 0.03457 0.02628 0.0010 0.4694 0.4741 0.500 0.0344 0.03454 0.02618 0.0018 0.4673 0.4767 0.750 0.0533 0.03455 0.02610 0.0025 0.4653 0.4787 1.000 0.0775 0.03411 0.02568 0.0025 0.4634 0.4808 1.250 0.1055 0.03396 0.02553 0.0021 0.4616 0.4826 1.500 0.1341 0.03393 0.02549 0.0016 0.4599 0.4844 1.750 0.1619 0.03418 0.02569 0.0011 0.4582 0.4863 2.000 0.1725 0.03494 0.02658 0.0028 0.4558 0.4882 2.250 0.1700 0.03604 0.02787 0.0061 0.4524 0.4901 2.500 0.1675 0.03713 0.02906 0.0094 0.4489 0.4921 2.750 0.1783 0.03759 0.02955 0.0110 0.4461 0.4943 3.000 0.2015 0.03756 0.02946 0.0111 0.4441 0.4967 3.250 0.2267 0.03748 0.02930 0.0111 0.4424 0.4988 3.500 0.2545 0.03742 0.02915 0.0106 0.4410 0.5006 3.750 0.2857 0.03705 0.02875 0.0097 0.4397 0.5030 4.000 0.3193 0.03698 0.02868 0.0085 0.4384 0.5054 4.250 0.0347 0.05485 0.04695 0.0325 0.4180 0.5017 4.500 -0.1928 0.07762 0.06996 0.0368 0.3886 0.4987 4.750 -0.1670 0.07800 0.07027 0.0363 0.3868 0.5005 5.000 -0.1351 0.07757 0.06982 0.0357 0.3856 0.5028 5.250 -0.1005 0.07701 0.06931 0.0352 0.3846 0.5054 5.500 -0.1562 0.08452 0.07688 0.0357 0.3744 0.5055 5.750 -0.1379 0.08555 0.07794 0.0354 0.3717 0.5076 6.000 -0.1084 0.08557 0.07798 0.0349 0.3699 0.5100 6.250 -0.0746 0.08521 0.07762 0.0344 0.3687 0.5125 6.500 -0.0391 0.08471 0.07710 0.0339 0.3678 0.5152 6.750 -0.0035 0.08420 0.07656 0.0333 0.3671 0.5179 7.000 0.0324 0.08373 0.07605 0.0328 0.3665 0.5207 7.250 -0.0388 0.09290 0.08530 0.0328 0.3534 0.5203 7.500 -0.0042 0.09253 0.08488 0.0322 0.3524 0.5230 7.750 0.0310 0.09200 0.08432 0.0316 0.3516 0.5258 8.000 0.0654 0.09146 0.08382 0.0311 0.3510 0.5290 8.750 0.0457 0.10184 0.09435 0.0298 0.3339 0.5337 9.000 0.0971 0.09976 0.09226 0.0293 0.3353 0.5375 9.250 0.0440 0.10770 0.10028 0.0286 0.3242 0.5375 9.500 0.0768 0.10749 0.10007 0.0280 0.3229 0.5408 9.750 0.1106 0.10712 0.09967 0.0275 0.3220 0.5442 10.000 0.1442 0.10680 0.09931 0.0270 0.3213 0.5476 10.250 0.0893 0.11534 0.10792 0.0258 0.3100 0.5474 10.500 0.1211 0.11512 0.10772 0.0252 0.3086 0.5512