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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.7019 0.01281 0.00552 -0.1470 0.4827 0.4415 1.000 0.7579 0.01305 0.00561 -0.1471 0.4730 0.4437 1.500 0.8136 0.01295 0.00553 -0.1471 0.4652 0.4478 2.000 0.8684 0.01306 0.00561 -0.1469 0.4571 0.4513 2.500 0.9234 0.01327 0.00582 -0.1468 0.4491 0.4546 3.000 0.9772 0.01340 0.00598 -0.1464 0.4415 0.4582 3.500 1.0310 0.01369 0.00620 -0.1460 0.4338 0.4619 4.000 1.0843 0.01393 0.00648 -0.1456 0.4266 0.4656 4.500 1.1362 0.01416 0.00673 -0.1449 0.4195 0.4686 5.000 1.1885 0.01444 0.00700 -0.1444 0.4116 0.4750 5.500 1.2391 0.01469 0.00737 -0.1435 0.4053 0.4799 6.000 1.2876 0.01494 0.00770 -0.1422 0.3982 0.4852 6.500 1.3372 0.01543 0.00814 -0.1413 0.3907 0.4906 7.000 1.3819 0.01569 0.00855 -0.1393 0.3845 0.4971 7.500 1.4242 0.01597 0.00897 -0.1370 0.3777 0.5049 8.000 1.4688 0.01656 0.00953 -0.1352 0.3699 0.5134 8.500 1.5081 0.01694 0.01012 -0.1324 0.3637 0.5244 9.000 1.5470 0.01738 0.01070 -0.1297 0.3565 0.5376 9.500 1.5873 0.01808 0.01146 -0.1275 0.3485 0.5551 10.000 1.6218 0.01858 0.01224 -0.1242 0.3416 0.5812 10.500 1.6549 0.01927 0.01312 -0.1210 0.3337 0.6301 11.000 1.6868 0.01997 0.01426 -0.1177 0.3255 0.7522 12.000 1.7287 0.02193 0.01664 -0.1081 0.3079 1.0000 12.500 1.7490 0.02345 0.01827 -0.1042 0.2974 1.0000 13.000 1.7658 0.02541 0.02032 -0.1004 0.2865 1.0000 13.500 1.7741 0.02809 0.02301 -0.0963 0.2741 1.0000 14.000 1.7867 0.03086 0.02593 -0.0933 0.2621 1.0000 14.500 1.7902 0.03461 0.02976 -0.0903 0.2492 1.0000 15.000 1.7847 0.03953 0.03474 -0.0877 0.2342 1.0000 15.500 1.7727 0.04561 0.04088 -0.0859 0.2189 1.0000 16.000 1.7550 0.05286 0.04819 -0.0849 0.2037 1.0000 16.500 1.7363 0.06082 0.05625 -0.0848 0.1893 1.0000 17.000 1.7164 0.06951 0.06503 -0.0856 0.1754 1.0000 17.500 1.6943 0.07894 0.07456 -0.0871 0.1619 1.0000 18.000 1.6728 0.08877 0.08447 -0.0892 0.1490 1.0000 18.500 1.6518 0.09886 0.09464 -0.0919 0.1363 1.0000 19.000 1.6312 0.10917 0.10502 -0.0952 0.1242 1.0000 19.500 1.6128 0.11927 0.11519 -0.0988 0.1126 1.0000 20.000 1.5972 0.12900 0.12497 -0.1027 0.1017 1.0000 20.500 1.5840 0.13834 0.13436 -0.1068 0.0915 1.0000 21.000 1.5734 0.14721 0.14327 -0.1110 0.0820 1.0000 21.500 1.5639 0.15587 0.15198 -0.1155 0.0734 1.0000 22.000 1.5558 0.16426 0.16042 -0.1201 0.0658 1.0000 22.500 1.5485 0.17242 0.16863 -0.1248 0.0588 1.0000 23.000 1.5425 0.18032 0.17658 -0.1296 0.0523 1.0000 23.500 1.5379 0.18791 0.18421 -0.1345 0.0464 1.0000 24.000 1.5329 0.19554 0.19191 -0.1395 0.0415 1.0000 24.500 1.5287 0.20299 0.19943 -0.1447 0.0371 1.0000 25.000 1.5260 0.21008 0.20658 -0.1498 0.0332 1.0000 25.500 1.5219 0.21739 0.21395 -0.1551 0.0298 1.0000 26.000 1.5168 0.22480 0.22142 -0.1608 0.0268 1.0000 26.500 1.5147 0.23159 0.22830 -0.1661 0.0241 1.0000 27.000 1.5122 0.23842 0.23521 -0.1716 0.0215 1.0000 27.500 1.5076 0.24560 0.24246 -0.1775 0.0192 1.0000 28.000 1.5019 0.25304 0.24997 -0.1836 0.0169 1.0000 28.500 1.4952 0.26067 0.25765 -0.1899 0.0146 1.0000 29.000 1.4882 0.26834 0.26536 -0.1964 0.0123 1.0000 29.500 1.4830 0.27561 0.27273 -0.2026 0.0105 1.0000 30.000 1.4800 0.28230 0.27948 -0.2085 0.0092 1.0000 30.500 1.4794 0.28831 0.28550 -0.2140 0.0084 1.0000 31.000 1.4801 0.29390 0.29116 -0.2192 0.0077 1.0000 31.500 1.4814 0.29925 0.29659 -0.2244 0.0072 1.0000 32.000 1.4835 0.30426 0.30165 -0.2293 0.0068 1.0000 32.500 1.4883 0.30831 0.30571 -0.2338 0.0065 1.0000 33.000 1.4907 0.31290 0.31037 -0.2386 0.0063 1.0000 33.500 1.4877 0.31902 0.31663 -0.2444 0.0061 1.0000 34.000 1.4795 0.32659 0.32438 -0.2511 0.0060 1.0000