XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 325 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.0984 0.01276 0.00708 0.0347 0.4574 0.8981 1.000 0.1618 0.01279 0.00700 0.0330 0.4411 0.9004 1.500 0.2170 0.01281 0.00690 0.0329 0.4257 0.9038 2.000 0.2215 0.01242 0.00649 0.0430 0.4149 0.9142 2.500 0.2834 0.01241 0.00641 0.0415 0.4015 0.9155 3.000 0.3458 0.01247 0.00639 0.0398 0.3874 0.9171 3.500 0.4036 0.01249 0.00643 0.0390 0.3757 0.9190 4.000 0.4560 0.01259 0.00645 0.0393 0.3625 0.9216 4.500 0.4990 0.01254 0.00648 0.0415 0.3523 0.9254 5.000 0.5048 0.01227 0.00620 0.0514 0.3430 0.9333 5.500 0.5620 0.01236 0.00635 0.0506 0.3310 0.9347 6.000 0.6178 0.01253 0.00652 0.0500 0.3176 0.9363 6.500 0.6725 0.01263 0.00674 0.0498 0.3056 0.9383 7.000 0.7219 0.01286 0.00699 0.0504 0.2914 0.9412 7.500 0.7627 0.01293 0.00716 0.0530 0.2776 0.9458 8.000 0.7899 0.01296 0.00728 0.0582 0.2645 0.9516 8.500 0.8463 0.01330 0.00768 0.0572 0.2459 0.9535 9.000 0.9023 0.01373 0.00819 0.0561 0.2244 0.9555 9.500 0.9553 0.01430 0.00881 0.0555 0.1972 0.9582 10.000 0.9996 0.01518 0.00966 0.0562 0.1651 0.9627 10.500 1.0231 0.01619 0.01060 0.0608 0.1334 0.9703 11.000 1.0707 0.01783 0.01218 0.0594 0.0988 0.9733 11.500 1.1050 0.01983 0.01415 0.0598 0.0723 0.9792 12.000 1.1209 0.02197 0.01635 0.0626 0.0562 0.9888 12.500 1.1475 0.02566 0.02017 0.0591 0.0418 0.9960 13.000 1.1385 0.03028 0.02493 0.0594 0.0352 1.0000 13.500 1.0979 0.03509 0.02985 0.0652 0.0332 1.0000 14.000 1.0761 0.04134 0.03622 0.0658 0.0299 1.0000 14.500 1.0548 0.04833 0.04337 0.0651 0.0271 1.0000 15.000 1.0295 0.05624 0.05140 0.0635 0.0253 1.0000 15.500 1.0111 0.06402 0.05936 0.0614 0.0232 1.0000 16.000 0.9917 0.07235 0.06779 0.0587 0.0216 1.0000 16.500 0.9785 0.08021 0.07581 0.0560 0.0199 1.0000 17.000 0.9653 0.08838 0.08409 0.0530 0.0184 1.0000 17.500 0.9535 0.09653 0.09237 0.0499 0.0170 1.0000 18.000 0.9446 0.10450 0.10047 0.0468 0.0158 1.0000 18.500 0.9369 0.11217 0.10820 0.0437 0.0146 1.0000 19.000 0.9276 0.12081 0.11704 0.0398 0.0134 1.0000 19.500 0.9205 0.12906 0.12539 0.0360 0.0125 1.0000 20.500 0.9039 0.14657 0.14320 0.0273 0.0105 1.0000 21.000 0.8992 0.15492 0.15162 0.0228 0.0097 1.0000 22.000 0.8778 0.17508 0.17214 0.0116 0.0085 1.0000 22.500 0.8652 0.18632 0.18356 0.0051 0.0080 1.0000 23.000 0.8607 0.19574 0.19303 -0.0005 0.0073 1.0000