XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER E1212 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 0.3323 0.01328 0.00483 -0.0574 0.4413 0.3097 0.500 0.3876 0.01325 0.00481 -0.0568 0.4268 0.3238 1.000 0.4419 0.01327 0.00486 -0.0560 0.4135 0.3425 1.500 0.4959 0.01328 0.00491 -0.0552 0.4000 0.3682 2.000 0.5496 0.01325 0.00508 -0.0544 0.3879 0.4073 2.500 0.6019 0.01333 0.00529 -0.0535 0.3754 0.4758 3.000 0.6524 0.01307 0.00557 -0.0520 0.3647 0.6015 3.500 0.6962 0.01295 0.00597 -0.0489 0.3542 0.7915 4.000 0.7867 0.01297 0.00631 -0.0549 0.3421 1.0000 4.500 0.8346 0.01351 0.00666 -0.0532 0.3322 1.0000 5.000 0.8837 0.01387 0.00702 -0.0517 0.3233 1.0000 5.500 0.9326 0.01453 0.00748 -0.0502 0.3138 1.0000 6.000 0.9813 0.01491 0.00793 -0.0487 0.3056 1.0000 6.500 1.0295 0.01546 0.00839 -0.0472 0.2973 1.0000 7.000 1.0774 0.01615 0.00907 -0.0457 0.2897 1.0000 7.500 1.1240 0.01669 0.00963 -0.0440 0.2821 1.0000 8.000 1.1708 0.01758 0.01038 -0.0425 0.2741 1.0000 8.500 1.2140 0.01816 0.01110 -0.0404 0.2679 1.0000 9.000 1.2568 0.01885 0.01181 -0.0383 0.2616 1.0000 9.500 1.3007 0.01992 0.01280 -0.0366 0.2549 1.0000 10.000 1.3362 0.02065 0.01370 -0.0334 0.2495 1.0000 10.500 1.3700 0.02148 0.01458 -0.0301 0.2442 1.0000 11.000 1.4083 0.02263 0.01565 -0.0278 0.2386 1.0000 11.500 1.4305 0.02375 0.01695 -0.0232 0.2342 1.0000 12.000 1.4529 0.02494 0.01829 -0.0190 0.2295 1.0000 12.500 1.4773 0.02621 0.01961 -0.0157 0.2249 1.0000 13.000 1.5123 0.02784 0.02121 -0.0139 0.2197 1.0000 13.500 1.5175 0.02992 0.02355 -0.0097 0.2160 1.0000 14.000 1.5290 0.03218 0.02598 -0.0068 0.2115 1.0000 14.500 1.5474 0.03434 0.02817 -0.0049 0.2070 1.0000 15.000 1.5681 0.03687 0.03077 -0.0033 0.2023 1.0000 15.500 1.5579 0.04126 0.03545 -0.0017 0.1983 1.0000 16.000 1.5602 0.04520 0.03954 -0.0010 0.1937 1.0000 16.500 1.5823 0.04772 0.04203 -0.0004 0.1888 1.0000 17.000 1.5619 0.05440 0.04901 -0.0010 0.1846 1.0000 17.500 1.5389 0.06205 0.05693 -0.0028 0.1797 1.0000 18.000 1.5507 0.06607 0.06096 -0.0036 0.1748 1.0000 18.500 1.5214 0.07553 0.07067 -0.0067 0.1696 1.0000 19.000 1.4713 0.08866 0.08410 -0.0125 0.1634 1.0000 19.500 1.5227 0.08747 0.08274 -0.0111 0.1583 1.0000 20.000 1.3355 0.12350 0.11944 -0.0299 0.1476 1.0000 20.500 1.4415 0.11289 0.10862 -0.0236 0.1454 1.0000 21.000 1.2695 0.14923 0.14538 -0.0441 0.1309 1.0000 23.000 1.3328 0.16609 0.16234 -0.0546 0.1088 1.0000 24.500 1.3039 0.19219 0.18862 -0.0721 0.0890 1.0000 26.000 1.2941 0.21455 0.21112 -0.0883 0.0726 1.0000