XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER EA 8(-1)-006 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.6658 0.09119 0.08422 -0.0025 1.0000 0.0499 -8.750 -0.6730 0.08545 0.07855 -0.0069 1.0000 0.0487 -8.250 -0.7049 0.07247 0.06533 -0.0149 1.0000 0.0449 -8.000 -0.7061 0.06775 0.06041 -0.0155 1.0000 0.0449 -7.750 -0.6945 0.06479 0.05748 -0.0147 1.0000 0.0475 -7.500 -0.6905 0.06093 0.05343 -0.0149 1.0000 0.0502 -7.250 -0.6873 0.05637 0.04850 -0.0150 1.0000 0.0525 -7.000 -0.6820 0.05167 0.04323 -0.0146 1.0000 0.0543 -6.750 -0.6735 0.04722 0.03801 -0.0136 1.0000 0.0554 -6.500 -0.6578 0.04362 0.03423 -0.0128 1.0000 0.0575 -6.250 -0.6420 0.04008 0.03012 -0.0116 1.0000 0.0607 -6.000 -0.6253 0.03729 0.02673 -0.0105 1.0000 0.0687 -5.750 -0.6050 0.03447 0.02355 -0.0096 1.0000 0.0739 -5.500 -0.5823 0.03181 0.02043 -0.0085 1.0000 0.0775 -5.250 -0.5599 0.02984 0.01822 -0.0078 1.0000 0.0855 -5.000 -0.5351 0.02807 0.01617 -0.0070 1.0000 0.0902 -4.750 -0.5097 0.02637 0.01419 -0.0062 1.0000 0.0939 -4.500 -0.4846 0.02499 0.01274 -0.0055 1.0000 0.0987 -4.250 -0.4588 0.02385 0.01143 -0.0047 1.0000 0.1013 -4.000 -0.4335 0.02293 0.01030 -0.0039 1.0000 0.1053 -3.750 -0.4094 0.02196 0.00932 -0.0031 1.0000 0.1094 -3.500 -0.3855 0.02119 0.00844 -0.0022 1.0000 0.1129 -3.250 -0.3619 0.02048 0.00761 -0.0014 1.0000 0.1184 -3.000 -0.3393 0.01982 0.00694 -0.0004 1.0000 0.1260 -2.750 -0.3170 0.01917 0.00637 0.0006 1.0000 0.1364 -2.500 -0.2951 0.01847 0.00587 0.0016 1.0000 0.1633 -2.250 -0.2751 0.01750 0.00536 0.0027 1.0000 0.2620 -2.000 -0.2649 0.01562 0.00520 0.0063 1.0000 0.5729 -1.750 -0.2166 0.01522 0.00554 0.0053 1.0000 0.8726 -1.500 -0.1128 0.01530 0.00525 -0.0085 1.0000 0.9917 -1.250 -0.0840 0.01517 0.00498 -0.0091 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0668 0.01507 0.00480 -0.0074 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0498 0.01499 0.00466 -0.0056 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0331 0.01494 0.00455 -0.0038 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0166 0.01490 0.00449 -0.0019 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.01489 0.00447 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0166 0.01490 0.00449 0.0019 1.0000 1.0000 0.500 0.0332 0.01493 0.00455 0.0038 1.0000 1.0000 0.750 0.0498 0.01499 0.00466 0.0056 1.0000 1.0000 1.000 0.0668 0.01507 0.00480 0.0074 1.0000 1.0000 1.250 0.0840 0.01517 0.00498 0.0091 1.0000 1.0000 1.500 0.1126 0.01530 0.00525 0.0085 0.9919 1.0000 1.750 0.2166 0.01522 0.00554 -0.0053 0.8726 1.0000 2.000 0.2649 0.01562 0.00520 -0.0063 0.5729 1.0000 2.250 0.2751 0.01749 0.00536 -0.0027 0.2628 1.0000 2.500 0.2951 0.01847 0.00587 -0.0016 0.1633 1.0000 2.750 0.3170 0.01917 0.00637 -0.0006 0.1363 1.0000 3.000 0.3393 0.01982 0.00694 0.0004 0.1261 1.0000 3.250 0.3619 0.02048 0.00761 0.0014 0.1184 1.0000 3.500 0.3855 0.02119 0.00844 0.0022 0.1129 1.0000 3.750 0.4094 0.02196 0.00932 0.0031 0.1095 1.0000 4.000 0.4335 0.02292 0.01030 0.0039 0.1054 1.0000 4.250 0.4588 0.02385 0.01143 0.0047 0.1014 1.0000 4.500 0.4846 0.02498 0.01274 0.0055 0.0987 1.0000 4.750 0.5096 0.02637 0.01419 0.0063 0.0939 1.0000 5.000 0.5350 0.02806 0.01617 0.0070 0.0902 1.0000 5.250 0.5598 0.02984 0.01822 0.0078 0.0856 1.0000 5.500 0.5823 0.03181 0.02042 0.0085 0.0775 1.0000 5.750 0.6049 0.03447 0.02356 0.0096 0.0739 1.0000 6.000 0.6252 0.03729 0.02674 0.0105 0.0687 1.0000 6.250 0.6419 0.04009 0.03013 0.0116 0.0606 1.0000 6.500 0.6578 0.04360 0.03422 0.0128 0.0575 1.0000 6.750 0.6733 0.04723 0.03803 0.0136 0.0553 1.0000 7.000 0.6820 0.05166 0.04322 0.0146 0.0543 1.0000 7.250 0.6872 0.05637 0.04850 0.0150 0.0524 1.0000 7.500 0.6905 0.06093 0.05344 0.0149 0.0503 1.0000 7.750 0.6940 0.06492 0.05763 0.0147 0.0477 1.0000 8.000 0.7062 0.06773 0.06026 0.0155 0.0449 1.0000 8.250 0.7047 0.07249 0.06535 0.0149 0.0449 1.0000 8.750 0.6732 0.08546 0.07855 0.0069 0.0487 1.0000 9.000 0.6660 0.09119 0.08422 0.0024 0.0499 1.0000