XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1211 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 0.4916 0.01394 0.00542 -0.0920 0.4436 0.2743 0.500 0.5465 0.01393 0.00545 -0.0913 0.4310 0.2860 1.000 0.6004 0.01399 0.00548 -0.0905 0.4184 0.3005 1.500 0.6546 0.01401 0.00555 -0.0897 0.4068 0.3190 2.000 0.7082 0.01417 0.00574 -0.0889 0.3957 0.3445 3.000 0.8137 0.01430 0.00629 -0.0872 0.3749 0.4754 3.500 0.8629 0.01408 0.00667 -0.0856 0.3654 0.6463 4.000 0.9144 0.01393 0.00708 -0.0838 0.3556 1.0000 4.500 0.9660 0.01428 0.00743 -0.0827 0.3477 1.0000 5.000 1.0170 0.01477 0.00778 -0.0816 0.3392 1.0000 5.500 1.0674 0.01538 0.00832 -0.0805 0.3312 1.0000 6.000 1.1166 0.01585 0.00878 -0.0792 0.3236 1.0000 6.500 1.1668 0.01663 0.00939 -0.0782 0.3159 1.0000 7.000 1.2128 0.01716 0.01001 -0.0764 0.3093 1.0000 7.500 1.2582 0.01773 0.01057 -0.0745 0.3024 1.0000 8.000 1.3070 0.01871 0.01140 -0.0735 0.2954 1.0000 8.500 1.3469 0.01932 0.01217 -0.0709 0.2901 1.0000 9.000 1.3862 0.01999 0.01287 -0.0682 0.2839 1.0000 9.500 1.4299 0.02099 0.01375 -0.0665 0.2776 1.0000 10.000 1.4594 0.02187 0.01479 -0.0624 0.2730 1.0000 10.500 1.4878 0.02278 0.01581 -0.0584 0.2679 1.0000 11.000 1.5183 0.02374 0.01677 -0.0550 0.2628 1.0000 11.500 1.5564 0.02511 0.01813 -0.0531 0.2575 1.0000 12.000 1.5726 0.02650 0.01973 -0.0484 0.2534 1.0000 12.500 1.5926 0.02799 0.02134 -0.0448 0.2486 1.0000 13.000 1.6189 0.02949 0.02285 -0.0422 0.2441 1.0000 13.500 1.6439 0.03150 0.02495 -0.0399 0.2394 1.0000 14.000 1.6456 0.03427 0.02796 -0.0363 0.2351 1.0000 14.500 1.6572 0.03686 0.03068 -0.0340 0.2305 1.0000 15.000 1.6833 0.03890 0.03269 -0.0327 0.2258 1.0000 15.500 1.6813 0.04302 0.03704 -0.0309 0.2215 1.0000 16.000 1.6700 0.04812 0.04240 -0.0297 0.2169 1.0000 16.500 1.6787 0.05187 0.04624 -0.0293 0.2123 1.0000 17.000 1.6982 0.05498 0.04937 -0.0289 0.2073 1.0000 17.500 1.6510 0.06515 0.05994 -0.0306 0.2025 1.0000 18.000 1.6467 0.07127 0.06619 -0.0320 0.1972 1.0000 18.500 1.6660 0.07464 0.06956 -0.0324 0.1919 1.0000 19.000 1.5587 0.09578 0.09123 -0.0408 0.1846 1.0000 19.500 1.6070 0.09509 0.09044 -0.0400 0.1799 1.0000 20.500 1.4668 0.13075 0.12666 -0.0572 0.1627 1.0000 21.500 1.5209 0.13541 0.13131 -0.0595 0.1513 1.0000 22.000 1.4097 0.16155 0.15774 -0.0746 0.1380 1.0000 23.000 1.4710 0.16436 0.16052 -0.0766 0.1271 1.0000 23.500 1.4165 0.18094 0.17727 -0.0870 0.1169 1.0000 24.500 1.4627 0.18573 0.18201 -0.0908 0.1058 1.0000 25.000 1.4220 0.19989 0.19633 -0.1002 0.0974 1.0000 25.500 1.2986 0.23163 0.22829 -0.1206 0.0807 1.0000 26.000 1.3595 0.22535 0.22199 -0.1177 0.0812 1.0000 26.500 1.4207 0.21941 0.21599 -0.1148 0.0803 1.0000 27.500 1.4525 0.22547 0.22201 -0.1205 0.0716 1.0000 28.000 1.4168 0.23878 0.23549 -0.1301 0.0654 1.0000 29.000 1.4312 0.24775 0.24451 -0.1382 0.0581 1.0000 29.500 1.3118 0.28200 0.27896 -0.1600 0.0459 1.0000 30.000 1.3481 0.27876 0.27575 -0.1600 0.0459 1.0000 30.500 1.3944 0.27348 0.27045 -0.1586 0.0459 1.0000