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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6163 0.02612 0.02124 -0.1067 0.5522 0.0141 0.500 0.6847 0.02330 0.01822 -0.1095 0.5429 0.0162 1.000 0.7502 0.02082 0.01548 -0.1114 0.5339 0.0206 1.500 0.8134 0.01886 0.01325 -0.1126 0.5247 0.0276 2.000 0.8777 0.01734 0.01143 -0.1129 0.5156 0.0329 2.500 0.9346 0.01574 0.00964 -0.1133 0.5067 0.0378 3.000 0.9924 0.01440 0.00816 -0.1133 0.4975 0.0437 3.500 1.0524 0.01101 0.00391 -0.1123 0.4890 0.0205 4.000 1.1066 0.01071 0.00367 -0.1118 0.4792 0.0583 4.500 1.1598 0.01097 0.00390 -0.1114 0.4679 0.0884 5.000 1.2133 0.01098 0.00402 -0.1110 0.4569 0.1132 5.500 1.2662 0.01113 0.00425 -0.1106 0.4441 0.1517 7.000 1.4221 0.01128 0.00506 -0.1096 0.3337 1.0000 7.500 1.4689 0.01239 0.00597 -0.1088 0.2663 1.0000 8.000 1.5035 0.01535 0.00805 -0.1070 0.1299 1.0000 8.500 1.5354 0.01824 0.01037 -0.1048 0.0413 1.0000 9.000 1.5632 0.02117 0.01313 -0.1017 0.0030 1.0000 9.500 1.5956 0.02307 0.01534 -0.0990 0.0027 1.0000 10.000 1.6169 0.02552 0.01809 -0.0949 0.0026 1.0000 10.500 1.6141 0.02855 0.02139 -0.0880 0.0026 1.0000 11.000 1.6029 0.03315 0.02627 -0.0833 0.0026 1.0000 11.500 1.5901 0.03943 0.03285 -0.0811 0.0027 1.0000 12.000 1.5761 0.04681 0.04049 -0.0803 0.0027 1.0000 12.500 1.5614 0.05482 0.04874 -0.0801 0.0028 1.0000 13.000 1.5493 0.06288 0.05704 -0.0802 0.0029 1.0000 13.500 1.5411 0.07078 0.06516 -0.0802 0.0030 1.0000 14.000 1.5437 0.07768 0.07226 -0.0787 0.0032 1.0000 14.500 1.5415 0.08606 0.08111 -0.0805 0.0036 1.0000 15.000 1.5278 0.09758 0.09322 -0.0823 0.0043 1.0000 15.500 1.3591 0.12890 0.12552 -0.0970 0.0041 1.0000 16.000 1.3278 0.14242 0.13945 -0.1048 0.0044 1.0000 16.500 1.3083 0.15403 0.15134 -0.1111 0.0049 1.0000 17.000 1.2643 0.17401 0.17182 -0.1244 0.0051 1.0000 17.500 1.2338 0.19187 0.18997 -0.1356 0.0050 1.0000 18.000 1.2104 0.20897 0.20725 -0.1456 0.0049 1.0000 18.500 1.1816 0.23084 0.22932 -0.1574 0.0049 1.0000