XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1230 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 0.3408 0.01214 0.00516 -0.0528 0.4845 0.7416 0.500 0.3931 0.01222 0.00511 -0.0519 0.4692 0.7561 1.000 0.4465 0.01230 0.00514 -0.0513 0.4550 0.7669 1.500 0.5000 0.01249 0.00517 -0.0509 0.4413 0.7758 2.000 0.5534 0.01259 0.00524 -0.0505 0.4285 0.7851 2.500 0.6074 0.01286 0.00542 -0.0503 0.4172 0.7941 3.000 0.6604 0.01302 0.00556 -0.0498 0.4059 0.8043 4.000 0.7661 0.01352 0.00608 -0.0490 0.3859 0.8298 4.500 0.8185 0.01388 0.00650 -0.0485 0.3771 0.8512 5.000 0.8717 0.01410 0.00690 -0.0481 0.3680 0.8981 5.500 0.9538 0.01479 0.00758 -0.0540 0.3588 0.9599 6.000 1.0264 0.01527 0.00812 -0.0583 0.3507 1.0000 6.500 1.0709 0.01577 0.00853 -0.0566 0.3434 1.0000 7.000 1.1179 0.01644 0.00919 -0.0554 0.3369 1.0000 7.500 1.1627 0.01696 0.00978 -0.0538 0.3305 1.0000 8.000 1.2085 0.01753 0.01033 -0.0524 0.3241 1.0000 8.500 1.2561 0.01839 0.01119 -0.0515 0.3178 1.0000 9.000 1.2982 0.01901 0.01195 -0.0495 0.3122 1.0000 9.500 1.3413 0.01964 0.01264 -0.0478 0.3062 1.0000 10.000 1.3907 0.02073 0.01367 -0.0475 0.2999 1.0000 10.500 1.4242 0.02142 0.01460 -0.0443 0.2950 1.0000 11.000 1.4583 0.02213 0.01543 -0.0412 0.2889 1.0000 11.500 1.5004 0.02306 0.01631 -0.0398 0.2823 1.0000 12.000 1.5250 0.02410 0.01759 -0.0357 0.2768 1.0000 12.500 1.5506 0.02509 0.01874 -0.0320 0.2705 1.0000 13.000 1.5852 0.02616 0.01979 -0.0299 0.2637 1.0000 13.500 1.5984 0.02779 0.02171 -0.0255 0.2576 1.0000 14.000 1.6152 0.02946 0.02354 -0.0222 0.2507 1.0000 14.500 1.6384 0.03127 0.02539 -0.0200 0.2435 1.0000 15.000 1.6399 0.03436 0.02879 -0.0170 0.2366 1.0000 15.500 1.6526 0.03710 0.03159 -0.0153 0.2289 1.0000 16.000 1.6492 0.04159 0.03637 -0.0139 0.2211 1.0000 16.500 1.6491 0.04612 0.04100 -0.0133 0.2125 1.0000 17.000 1.6358 0.05257 0.04773 -0.0135 0.2035 1.0000 17.500 1.6269 0.05876 0.05395 -0.0140 0.1936 1.0000 18.000 1.5986 0.06799 0.06347 -0.0159 0.1832 1.0000 18.500 1.5696 0.07753 0.07317 -0.0180 0.1723 1.0000 19.000 1.5383 0.08767 0.08341 -0.0207 0.1608 1.0000 19.500 1.5049 0.09834 0.09413 -0.0238 0.1486 1.0000 20.000 1.4720 0.10921 0.10504 -0.0274 0.1363 1.0000 20.500 1.4427 0.11980 0.11568 -0.0313 0.1245 1.0000 21.000 1.4184 0.12987 0.12578 -0.0355 0.1133 1.0000 21.500 1.3992 0.13932 0.13527 -0.0398 0.1030 1.0000 22.000 1.3841 0.14834 0.14432 -0.0444 0.0935 1.0000 22.500 1.3724 0.15693 0.15296 -0.0491 0.0848 1.0000 23.000 1.3647 0.16500 0.16106 -0.0539 0.0768 1.0000 23.500 1.3590 0.17272 0.16882 -0.0588 0.0695 1.0000 24.000 1.3553 0.18016 0.17630 -0.0637 0.0630 1.0000 24.500 1.3546 0.18712 0.18327 -0.0686 0.0571 1.0000 25.000 1.3544 0.19399 0.19016 -0.0737 0.0518 1.0000 25.500 1.3576 0.20015 0.19631 -0.0785 0.0470 1.0000 26.000 1.3566 0.20739 0.20362 -0.0842 0.0427 1.0000 26.500 1.3558 0.21456 0.21090 -0.0900 0.0388 1.0000 27.000 1.3558 0.22152 0.21794 -0.0958 0.0354 1.0000 27.500 1.3605 0.22737 0.22380 -0.1011 0.0322 1.0000 28.000 1.3603 0.23454 0.23105 -0.1075 0.0294 1.0000 29.000 1.3589 0.24912 0.24582 -0.1207 0.0245 1.0000 29.500 1.3557 0.25705 0.25387 -0.1278 0.0225 1.0000 30.000 1.2077 0.32069 0.31804 -0.1655 0.0160 1.0000 31.000 0.7083 0.31376 0.31151 -0.0944 0.0201 1.0000 32.000 0.7129 0.32693 0.32472 -0.0993 0.0171 1.0000 33.000 0.7172 0.33986 0.33769 -0.1043 0.0144 1.0000 34.000 0.7212 0.35270 0.35057 -0.1093 0.0122 1.0000 34.500 0.7241 0.35735 0.35526 -0.1117 0.0113 1.0000 35.000 0.7244 0.36484 0.36277 -0.1141 0.0108 1.0000 35.500 0.7258 0.37115 0.36910 -0.1166 0.0097 1.0000 36.000 0.7283 0.37537 0.37335 -0.1190 0.0092 1.0000 36.500 0.7283 0.38305 0.38105 -0.1216 0.0089 1.0000 37.000 0.7289 0.38954 0.38756 -0.1240 0.0081 1.0000 37.500 0.7299 0.39451 0.39256 -0.1265 0.0075 1.0000 38.000 0.7312 0.39821 0.39629 -0.1288 0.0073 1.0000 38.500 0.7304 0.40582 0.40393 -0.1313 0.0071 1.0000 39.000 0.7301 0.41206 0.41019 -0.1337 0.0066 1.0000 39.500 0.7301 0.41711 0.41527 -0.1361 0.0061 1.0000 40.000 0.7301 0.42087 0.41906 -0.1386 0.0057 1.0000 40.500 0.7291 0.42645 0.42466 -0.1409 0.0055 1.0000 41.000 0.7283 0.43291 0.43116 -0.1433 0.0051 1.0000 41.500 0.7272 0.43763 0.43590 -0.1456 0.0047 1.0000 42.000 0.7261 0.44162 0.43992 -0.1481 0.0043 1.0000 42.500 0.7249 0.44432 0.44266 -0.1504 0.0042 1.0000 43.000 0.7228 0.45144 0.44979 -0.1527 0.0041 1.0000 43.500 0.7208 0.45633 0.45471 -0.1549 0.0038 1.0000 44.000 0.7188 0.46061 0.45902 -0.1573 0.0035 1.0000 44.500 0.7163 0.46412 0.46257 -0.1595 0.0033 1.0000 45.000 0.7137 0.46728 0.46575 -0.1619 0.0031 1.0000 45.500 0.7109 0.46964 0.46814 -0.1642 0.0030 1.0000 46.500 0.7044 0.47781 0.47636 -0.1686 0.0029 1.0000 47.000 0.7013 0.48174 0.48033 -0.1709 0.0028 1.0000 47.500 0.6975 0.48460 0.48321 -0.1729 0.0027 1.0000 48.000 0.6938 0.48754 0.48619 -0.1751 0.0025 1.0000 48.500 0.6898 0.48995 0.48862 -0.1773 0.0023 1.0000 49.000 0.6857 0.49215 0.49086 -0.1796 0.0022 1.0000 49.500 0.6811 0.49377 0.49251 -0.1818 0.0021 1.0000 50.000 0.6762 0.49468 0.49344 -0.1840 0.0020 1.0000 51.000 0.6665 0.49940 0.49821 -0.1881 0.0019 1.0000 51.500 0.6616 0.50152 0.50036 -0.1901 0.0019 1.0000 52.000 0.6563 0.50290 0.50177 -0.1920 0.0017 1.0000 52.500 0.6508 0.50406 0.50296 -0.1940 0.0016 1.0000 53.000 0.6451 0.50478 0.50370 -0.1960 0.0015 1.0000 53.500 0.6393 0.50531 0.50426 -0.1980 0.0014 1.0000 54.000 0.6333 0.50555 0.50453 -0.2000 0.0013 1.0000 54.500 0.6271 0.50535 0.50436 -0.2020 0.0012 1.0000 55.000 0.6205 0.50460 0.50363 -0.2040 0.0012 1.0000 56.500 0.6007 0.50424 0.50335 -0.2095 0.0011 1.0000 57.000 0.5940 0.50400 0.50313 -0.2113 0.0011 1.0000 57.500 0.5871 0.50326 0.50241 -0.2130 0.0010 1.0000 58.000 0.5800 0.50225 0.50143 -0.2147 0.0010 1.0000 58.500 0.5728 0.50089 0.50010 -0.2164 0.0009 1.0000 59.000 0.5654 0.49934 0.49857 -0.2181 0.0008 1.0000 59.500 0.5579 0.49748 0.49674 -0.2198 0.0007 1.0000 60.000 0.5503 0.49538 0.49467 -0.2215 0.0007 1.0000