XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 376 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.8137 0.02070 0.01454 -0.1130 0.5506 0.0376 2.000 0.8732 0.01900 0.01268 -0.1138 0.5404 0.0433 2.500 0.9343 0.01787 0.01120 -0.1138 0.5313 0.0522 3.000 0.9912 0.01646 0.00972 -0.1140 0.5214 0.0593 3.500 1.0524 0.01314 0.00559 -0.1130 0.5129 0.0276 5.500 1.2647 0.01335 0.00589 -0.1110 0.4688 0.1741 6.000 1.3171 0.01335 0.00614 -0.1104 0.4551 0.2425 6.500 1.3722 0.01272 0.00629 -0.1106 0.4362 1.0000 7.000 1.4223 0.01281 0.00635 -0.1097 0.4036 1.0000 7.500 1.4707 0.01328 0.00680 -0.1087 0.3560 1.0000 8.000 1.5142 0.01456 0.00774 -0.1074 0.2715 1.0000 8.500 1.5472 0.01735 0.00988 -0.1054 0.1575 1.0000 9.000 1.5670 0.02137 0.01310 -0.1021 0.0444 1.0000 9.500 1.5797 0.02523 0.01684 -0.0975 0.0051 1.0000 10.000 1.5921 0.02803 0.01995 -0.0924 0.0044 1.0000 10.500 1.5867 0.03150 0.02375 -0.0863 0.0042 1.0000 11.000 1.5786 0.03658 0.02916 -0.0830 0.0040 1.0000 11.500 1.5675 0.04313 0.03601 -0.0814 0.0040 1.0000 12.000 1.5538 0.05075 0.04393 -0.0810 0.0040 1.0000 12.500 1.5392 0.05899 0.05242 -0.0812 0.0040 1.0000 13.000 1.5272 0.06727 0.06094 -0.0816 0.0041 1.0000 13.500 1.5203 0.07520 0.06912 -0.0818 0.0042 1.0000 14.000 1.5206 0.08258 0.07676 -0.0815 0.0043 1.0000 14.500 1.5229 0.09032 0.08484 -0.0813 0.0045 1.0000 15.000 1.5232 0.09901 0.09389 -0.0823 0.0048 1.0000 15.500 1.4970 0.11323 0.10887 -0.0884 0.0053 1.0000 16.000 1.4729 0.12775 0.12390 -0.0954 0.0057 1.0000 16.500 1.4505 0.14243 0.13896 -0.1037 0.0059 1.0000 17.000 1.4296 0.15754 0.15439 -0.1131 0.0061 1.0000 17.500 1.4104 0.17311 0.17023 -0.1235 0.0062 1.0000 19.000 1.3527 0.23299 0.23070 -0.1625 0.0066 1.0000