XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 748 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6400 0.01555 0.00775 -0.1451 0.5170 0.4614 0.500 0.6959 0.01549 0.00766 -0.1453 0.5074 0.4648 1.000 0.7536 0.01565 0.00764 -0.1458 0.4979 0.4677 1.500 0.8092 0.01557 0.00756 -0.1460 0.4886 0.4718 2.000 0.8642 0.01563 0.00762 -0.1459 0.4799 0.4757 2.500 0.9212 0.01594 0.00786 -0.1463 0.4717 0.4794 3.000 0.9743 0.01605 0.00803 -0.1458 0.4632 0.4835 3.500 1.0299 0.01632 0.00821 -0.1459 0.4553 0.4877 4.000 1.0844 0.01668 0.00859 -0.1459 0.4478 0.4916 4.500 1.1363 0.01680 0.00877 -0.1453 0.4397 0.4969 5.000 1.1919 0.01723 0.00917 -0.1455 0.4323 0.5027 5.500 1.2412 0.01755 0.00964 -0.1444 0.4250 0.5084 6.000 1.2915 0.01788 0.01002 -0.1435 0.4176 0.5144 6.500 1.3474 0.01845 0.01055 -0.1439 0.4098 0.5214 7.000 1.3909 0.01875 0.01110 -0.1418 0.4033 0.5292 7.500 1.4374 0.01913 0.01156 -0.1403 0.3959 0.5385 8.000 1.4899 0.01977 0.01226 -0.1401 0.3885 0.5505 8.500 1.5267 0.02018 0.01291 -0.1369 0.3813 0.5638 9.000 1.5666 0.02056 0.01346 -0.1344 0.3740 0.5811 9.500 1.6078 0.02122 0.01428 -0.1322 0.3665 0.6063 10.000 1.6348 0.02173 0.01513 -0.1275 0.3589 0.6476 10.500 1.6718 0.02218 0.01590 -0.1246 0.3510 0.7611 11.500 1.7078 0.02364 0.01785 -0.1130 0.3351 1.0000 12.000 1.7333 0.02488 0.01915 -0.1092 0.3263 1.0000 12.500 1.7468 0.02637 0.02080 -0.1042 0.3171 1.0000 13.000 1.7647 0.02812 0.02260 -0.1002 0.3076 1.0000 13.500 1.7706 0.03047 0.02513 -0.0956 0.2974 1.0000 14.000 1.7781 0.03325 0.02802 -0.0919 0.2871 1.0000 14.500 1.7804 0.03665 0.03151 -0.0886 0.2759 1.0000 15.000 1.7764 0.04108 0.03615 -0.0858 0.2641 1.0000 15.500 1.7704 0.04617 0.04132 -0.0838 0.2518 1.0000 16.000 1.7571 0.05248 0.04768 -0.0825 0.2376 1.0000 16.500 1.7379 0.06016 0.05550 -0.0823 0.2228 1.0000 17.000 1.7168 0.06874 0.06420 -0.0830 0.2078 1.0000 17.500 1.6951 0.07794 0.07352 -0.0844 0.1932 1.0000 18.000 1.6731 0.08765 0.08332 -0.0866 0.1785 1.0000 18.500 1.6510 0.09776 0.09350 -0.0893 0.1641 1.0000 19.000 1.6301 0.10798 0.10379 -0.0926 0.1502 1.0000 19.500 1.6116 0.11799 0.11386 -0.0963 0.1367 1.0000 20.000 1.5955 0.12770 0.12361 -0.1002 0.1241 1.0000 20.500 1.5813 0.13711 0.13307 -0.1044 0.1122 1.0000 21.000 1.5696 0.14613 0.14212 -0.1087 0.1013 1.0000 21.500 1.5596 0.15481 0.15084 -0.1133 0.0913 1.0000 22.000 1.5513 0.16315 0.15923 -0.1179 0.0821 1.0000 22.500 1.5435 0.17136 0.16747 -0.1227 0.0736 1.0000 23.000 1.5362 0.17949 0.17564 -0.1277 0.0660 1.0000 23.500 1.5299 0.18740 0.18359 -0.1329 0.0590 1.0000 24.000 1.5249 0.19502 0.19126 -0.1380 0.0527 1.0000 24.500 1.5204 0.20249 0.19878 -0.1433 0.0472 1.0000 25.000 1.5167 0.20980 0.20614 -0.1485 0.0426 1.0000 25.500 1.5141 0.21679 0.21317 -0.1538 0.0384 1.0000 26.000 1.5123 0.22352 0.21992 -0.1590 0.0348 1.0000 26.500 1.5095 0.23045 0.22695 -0.1645 0.0315 1.0000 27.000 1.5073 0.23724 0.23384 -0.1700 0.0284 1.0000 27.500 1.5051 0.24393 0.24059 -0.1756 0.0257 1.0000 28.000 1.5027 0.25061 0.24730 -0.1812 0.0231 1.0000 28.500 1.4995 0.25745 0.25419 -0.1871 0.0205 1.0000 29.000 1.4937 0.26486 0.26171 -0.1934 0.0180 1.0000 30.000 1.4884 0.27793 0.27488 -0.2051 0.0140 1.0000 30.500 1.4888 0.28366 0.28065 -0.2105 0.0127 1.0000 31.000 1.4864 0.28997 0.28707 -0.2162 0.0117 1.0000 31.500 1.4815 0.29697 0.29422 -0.2225 0.0109 1.0000 32.000 1.4856 0.30129 0.29855 -0.2272 0.0104 1.0000 32.500 1.4757 0.30950 0.30693 -0.2343 0.0100 1.0000