XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 378 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 0.5769 0.01164 0.00495 -0.0988 0.5399 0.0081 0.500 0.6342 0.01054 0.00344 -0.0983 0.5299 0.0097 1.000 0.6901 0.01015 0.00290 -0.0977 0.5202 0.0235 1.500 0.7453 0.01006 0.00281 -0.0972 0.5107 0.0456 2.000 0.8003 0.01030 0.00302 -0.0968 0.5014 0.0804 2.500 0.8551 0.01043 0.00311 -0.0963 0.4924 0.1004 3.000 0.9096 0.01042 0.00308 -0.0957 0.4830 0.1171 3.500 0.9640 0.01044 0.00318 -0.0952 0.4732 0.1403 4.000 1.0182 0.01053 0.00333 -0.0947 0.4627 0.1693 4.500 1.0721 0.01062 0.00355 -0.0942 0.4513 0.2048 5.000 1.1258 0.01074 0.00380 -0.0936 0.4395 0.2544 5.500 1.1787 0.01069 0.00417 -0.0932 0.4266 0.4698 6.500 1.2938 0.01054 0.00479 -0.0940 0.3951 1.0000 7.000 1.3463 0.01089 0.00522 -0.0934 0.3762 1.0000 7.500 1.3978 0.01133 0.00568 -0.0928 0.3441 1.0000 8.000 1.4435 0.01284 0.00666 -0.0922 0.2381 1.0000 8.500 1.4823 0.01560 0.00869 -0.0913 0.1236 1.0000 9.000 1.5208 0.01798 0.01067 -0.0901 0.0601 1.0000 9.500 1.5571 0.02030 0.01279 -0.0886 0.0231 1.0000 10.000 1.5898 0.02270 0.01516 -0.0866 0.0060 1.0000 10.500 1.6158 0.02539 0.01801 -0.0841 0.0007 1.0000 11.000 1.6329 0.02816 0.02108 -0.0806 0.0005 1.0000 11.500 1.6339 0.03210 0.02531 -0.0773 0.0005 1.0000 12.000 1.6325 0.03758 0.03111 -0.0761 0.0004 1.0000 12.500 1.6257 0.04450 0.03835 -0.0763 0.0004 1.0000 13.000 1.6140 0.05239 0.04655 -0.0771 0.0004 1.0000 13.500 1.5962 0.06126 0.05574 -0.0781 0.0004 1.0000 14.000 1.5761 0.07080 0.06557 -0.0797 0.0004 1.0000 14.500 1.5540 0.08144 0.07650 -0.0824 0.0004 1.0000 15.000 1.5320 0.09284 0.08819 -0.0858 0.0004 1.0000 15.500 1.5105 0.10477 0.10040 -0.0899 0.0004 1.0000 16.000 1.4897 0.11711 0.11303 -0.0946 0.0004 1.0000 16.500 1.4697 0.12980 0.12600 -0.1000 0.0005 1.0000 17.000 1.4522 0.14252 0.13899 -0.1060 0.0005 1.0000 17.500 1.4351 0.15581 0.15257 -0.1131 0.0005 1.0000 18.000 1.4200 0.16930 0.16632 -0.1210 0.0005 1.0000 18.500 1.4073 0.18290 0.18016 -0.1295 0.0005 1.0000 19.000 1.3936 0.19775 0.19526 -0.1391 0.0005 1.0000 19.500 1.3812 0.21303 0.21075 -0.1491 0.0005 1.0000 20.000 1.3727 0.22827 0.22617 -0.1591 0.0006 1.0000 20.500 1.3668 0.24381 0.24185 -0.1692 0.0006 1.0000 21.000 1.3614 0.26222 0.26039 -0.1799 0.0007 1.0000 21.500 1.3565 0.29055 0.28858 -0.1927 0.0016 1.0000 22.000 1.0282 0.29089 0.28938 -0.1581 0.0013 1.0000