XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1200 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 0.4604 0.01520 0.00979 -0.1013 0.7388 0.7467 0.500 0.5230 0.01499 0.00948 -0.1022 0.7325 0.7544 1.000 0.5764 0.01492 0.00937 -0.1021 0.7225 0.7622 1.500 0.6358 0.01444 0.00884 -0.1025 0.7132 0.7677 2.000 0.6925 0.01431 0.00869 -0.1026 0.7047 0.7735 2.500 0.7464 0.01411 0.00851 -0.1024 0.6945 0.7801 3.000 0.8110 0.01384 0.00815 -0.1042 0.6860 0.7864 3.500 0.8574 0.01361 0.00803 -0.1024 0.6735 0.7918 4.000 0.9129 0.01335 0.00779 -0.1022 0.6619 0.7980 4.500 0.9665 0.01306 0.00750 -0.1018 0.6469 0.8054 5.000 1.0108 0.01282 0.00735 -0.0996 0.6279 0.8115 5.500 1.0537 0.01267 0.00721 -0.0970 0.6042 0.8185 6.000 1.0856 0.01275 0.00730 -0.0925 0.5694 0.8275 6.500 1.1007 0.01302 0.00741 -0.0847 0.5229 0.8364 7.000 1.1053 0.01399 0.00814 -0.0758 0.4661 0.8476 7.500 1.1039 0.01536 0.00929 -0.0666 0.4157 0.8605 8.000 1.1062 0.01695 0.01073 -0.0589 0.3732 0.8768 8.500 1.1114 0.01861 0.01232 -0.0522 0.3380 0.8981 9.000 1.1254 0.02016 0.01389 -0.0473 0.3093 0.9466 9.500 1.1549 0.02200 0.01564 -0.0461 0.2834 1.0000 10.000 1.1817 0.02392 0.01747 -0.0443 0.2625 1.0000 10.500 1.2077 0.02584 0.01935 -0.0422 0.2447 1.0000 11.000 1.2327 0.02785 0.02132 -0.0401 0.2290 1.0000 11.500 1.2566 0.02997 0.02339 -0.0380 0.2145 1.0000 12.000 1.2810 0.03211 0.02556 -0.0361 0.2012 1.0000 12.500 1.3058 0.03432 0.02785 -0.0344 0.1887 1.0000 13.000 1.3280 0.03678 0.03034 -0.0327 0.1769 1.0000 13.500 1.3472 0.03957 0.03309 -0.0310 0.1652 1.0000 14.000 1.3681 0.04233 0.03601 -0.0297 0.1547 1.0000 14.500 1.3862 0.04544 0.03920 -0.0284 0.1442 1.0000 15.000 1.4003 0.04902 0.04282 -0.0273 0.1343 1.0000 15.500 1.4132 0.05291 0.04678 -0.0265 0.1246 1.0000 16.000 1.4252 0.05707 0.05109 -0.0260 0.1150 1.0000 16.500 1.4347 0.06169 0.05583 -0.0258 0.1064 1.0000 17.000 1.4400 0.06696 0.06118 -0.0260 0.0985 1.0000 17.500 1.4437 0.07269 0.06703 -0.0267 0.0914 1.0000 18.000 1.4472 0.07873 0.07327 -0.0278 0.0845 1.0000 18.500 1.4460 0.08559 0.08029 -0.0295 0.0783 1.0000 19.000 1.4406 0.09327 0.08806 -0.0318 0.0729 1.0000 19.500 1.4369 0.10104 0.09609 -0.0346 0.0677 1.0000 20.000 1.4289 0.10957 0.10480 -0.0381 0.0630 1.0000 20.500 1.4175 0.11879 0.11414 -0.0424 0.0588 1.0000 21.000 1.4073 0.12804 0.12364 -0.0472 0.0543 1.0000 21.500 1.3955 0.13751 0.13327 -0.0524 0.0505 1.0000 22.000 1.3823 0.14728 0.14318 -0.0581 0.0470 1.0000 22.500 1.3707 0.15682 0.15294 -0.0640 0.0436 1.0000 23.000 1.3597 0.16612 0.16235 -0.0701 0.0407 1.0000 23.500 1.3468 0.17590 0.17231 -0.0767 0.0376 1.0000 24.000 1.3352 0.18542 0.18198 -0.0833 0.0347 1.0000 24.500 1.3242 0.19476 0.19140 -0.0900 0.0320 1.0000 25.000 1.3097 0.20500 0.20181 -0.0974 0.0290 1.0000 25.500 1.2961 0.21508 0.21203 -0.1048 0.0261 1.0000 26.000 1.2815 0.22543 0.22248 -0.1125 0.0230 1.0000 26.500 1.2681 0.23563 0.23276 -0.1201 0.0200 1.0000 27.000 1.2509 0.24696 0.24413 -0.1284 0.0161 1.0000 28.000 1.2380 0.26447 0.26168 -0.1416 0.0113 1.0000 28.500 1.2389 0.27125 0.26846 -0.1471 0.0101 1.0000