XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1210 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 0.5267 0.01343 0.00495 -0.0892 0.4412 0.2107 0.500 0.5808 0.01326 0.00491 -0.0884 0.4283 0.2479 1.000 0.6341 0.01306 0.00503 -0.0877 0.4161 0.3506 1.500 0.6827 0.01248 0.00529 -0.0861 0.4049 0.6311 2.000 0.7470 0.01205 0.00554 -0.0865 0.3932 1.0000 2.500 0.7993 0.01246 0.00571 -0.0855 0.3826 1.0000 3.000 0.8519 0.01286 0.00601 -0.0845 0.3731 1.0000 3.500 0.9039 0.01326 0.00626 -0.0834 0.3634 1.0000 4.000 0.9558 0.01376 0.00667 -0.0824 0.3545 1.0000 4.500 1.0072 0.01418 0.00702 -0.0814 0.3460 1.0000 5.000 1.0585 0.01486 0.00754 -0.0804 0.3378 1.0000 5.500 1.1082 0.01526 0.00798 -0.0791 0.3299 1.0000 6.000 1.1578 0.01583 0.00845 -0.0779 0.3224 1.0000 6.500 1.2068 0.01654 0.00914 -0.0767 0.3155 1.0000 7.000 1.2540 0.01708 0.00971 -0.0751 0.3085 1.0000 7.500 1.3013 0.01781 0.01034 -0.0737 0.3013 1.0000 8.000 1.3463 0.01857 0.01117 -0.0720 0.2953 1.0000 8.500 1.3892 0.01923 0.01191 -0.0700 0.2892 1.0000 9.000 1.4325 0.02004 0.01265 -0.0681 0.2833 1.0000 9.500 1.4728 0.02102 0.01371 -0.0659 0.2775 1.0000 10.000 1.5063 0.02182 0.01464 -0.0626 0.2722 1.0000 10.500 1.5379 0.02268 0.01553 -0.0590 0.2673 1.0000 11.000 1.5799 0.02399 0.01677 -0.0575 0.2615 1.0000 11.500 1.5963 0.02508 0.01809 -0.0522 0.2575 1.0000 12.000 1.6182 0.02637 0.01952 -0.0482 0.2529 1.0000 12.500 1.6428 0.02768 0.02088 -0.0450 0.2483 1.0000 13.000 1.6771 0.02936 0.02256 -0.0433 0.2433 1.0000 13.500 1.6793 0.03166 0.02515 -0.0388 0.2394 1.0000 14.000 1.6891 0.03409 0.02774 -0.0358 0.2349 1.0000 14.500 1.7072 0.03627 0.02998 -0.0338 0.2303 1.0000 15.000 1.7258 0.03896 0.03275 -0.0322 0.2255 1.0000 15.500 1.7118 0.04375 0.03785 -0.0302 0.2212 1.0000 16.000 1.7127 0.04791 0.04217 -0.0293 0.2164 1.0000 16.500 1.7346 0.05049 0.04474 -0.0287 0.2117 1.0000 17.000 1.7117 0.05766 0.05221 -0.0290 0.2071 1.0000 17.500 1.6822 0.06626 0.06110 -0.0307 0.2018 1.0000 18.000 1.6968 0.07005 0.06492 -0.0313 0.1968 1.0000 18.500 1.6557 0.08138 0.07655 -0.0348 0.1911 1.0000 19.000 1.6029 0.09534 0.09079 -0.0404 0.1840 1.0000 19.500 1.6689 0.09188 0.08717 -0.0382 0.1793 1.0000 20.000 1.4947 0.12628 0.12216 -0.0549 0.1674 1.0000 20.500 1.5937 0.11657 0.11228 -0.0495 0.1651 1.0000 21.000 1.4347 0.15067 0.14678 -0.0680 0.1500 1.0000 22.000 1.4681 0.15859 0.15479 -0.0727 0.1385 1.0000 23.000 1.4823 0.16959 0.16589 -0.0795 0.1257 1.0000 24.500 1.4357 0.19836 0.19491 -0.0986 0.1033 1.0000