XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 396 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 0.7127 0.01104 0.00488 -0.1698 0.7318 0.5898 0.500 0.7664 0.01100 0.00504 -0.1693 0.7221 0.6598 1.000 0.8223 0.01101 0.00518 -0.1690 0.7136 0.7376 1.500 0.8670 0.01094 0.00542 -0.1664 0.7033 0.8252 2.000 0.9127 0.01070 0.00530 -0.1636 0.6942 1.0000 2.500 0.9677 0.01094 0.00552 -0.1637 0.6831 1.0000 3.000 1.0267 0.01111 0.00560 -0.1645 0.6728 1.0000 3.500 1.0790 0.01134 0.00587 -0.1640 0.6605 1.0000 4.000 1.1360 0.01153 0.00599 -0.1642 0.6485 1.0000 4.500 1.1860 0.01167 0.00620 -0.1631 0.6337 1.0000 5.000 1.2366 0.01190 0.00646 -0.1621 0.6185 1.0000 5.500 1.2869 0.01211 0.00670 -0.1610 0.6022 1.0000 6.000 1.3351 0.01237 0.00698 -0.1595 0.5839 1.0000 6.500 1.3786 0.01268 0.00735 -0.1571 0.5623 1.0000 7.000 1.4181 0.01308 0.00782 -0.1540 0.5381 1.0000 7.500 1.4517 0.01359 0.00837 -0.1498 0.5090 1.0000 8.000 1.4750 0.01428 0.00902 -0.1437 0.4765 1.0000 8.500 1.4892 0.01525 0.00994 -0.1362 0.4380 1.0000 9.000 1.4959 0.01670 0.01126 -0.1280 0.3917 1.0000 9.500 1.4961 0.01875 0.01315 -0.1197 0.3386 1.0000 10.000 1.4898 0.02161 0.01578 -0.1116 0.2863 1.0000 10.500 1.4853 0.02495 0.01893 -0.1049 0.2348 1.0000 11.000 1.4795 0.02889 0.02267 -0.0991 0.1888 1.0000 11.500 1.4772 0.03307 0.02671 -0.0944 0.1469 1.0000 12.000 1.4741 0.03776 0.03123 -0.0905 0.1111 1.0000 12.500 1.4724 0.04274 0.03613 -0.0874 0.0812 1.0000 13.000 1.4701 0.04820 0.04153 -0.0849 0.0582 1.0000 13.500 1.4669 0.05420 0.04751 -0.0830 0.0428 1.0000 14.000 1.4643 0.06056 0.05395 -0.0818 0.0322 1.0000 14.500 1.4589 0.06773 0.06123 -0.0813 0.0254 1.0000 15.000 1.4563 0.07494 0.06861 -0.0814 0.0198 1.0000 15.500 1.4498 0.08311 0.07693 -0.0823 0.0161 1.0000 16.000 1.4433 0.09166 0.08569 -0.0838 0.0135 1.0000 16.500 1.4377 0.10041 0.09467 -0.0858 0.0116 1.0000 17.000 1.4301 0.10959 0.10403 -0.0885 0.0104 1.0000 17.500 1.4271 0.11814 0.11284 -0.0912 0.0094 1.0000 18.000 1.4245 0.12646 0.12127 -0.0942 0.0087 1.0000 18.500 1.4239 0.13448 0.12956 -0.0973 0.0082 1.0000 19.000 1.4228 0.14269 0.13806 -0.1009 0.0077 1.0000 19.500 1.4199 0.15127 0.14692 -0.1052 0.0074 1.0000 20.000 1.4143 0.16050 0.15643 -0.1103 0.0072 1.0000 20.500 1.4056 0.17050 0.16672 -0.1164 0.0071 1.0000 21.000 1.3922 0.18185 0.17839 -0.1239 0.0070 1.0000 21.500 1.3728 0.19515 0.19203 -0.1331 0.0070 1.0000 22.000 1.3287 0.21668 0.21408 -0.1483 0.0074 1.0000 22.500 1.2531 0.25434 0.25208 -0.1716 0.0086 1.0000