XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 397 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 0.6991 0.01158 0.00527 -0.1696 0.7362 0.5711 0.500 0.7504 0.01163 0.00555 -0.1689 0.7280 0.6242 1.000 0.8058 0.01162 0.00570 -0.1687 0.7205 0.6838 1.500 0.8607 0.01172 0.00595 -0.1684 0.7133 0.7483 2.000 0.9061 0.01171 0.00622 -0.1661 0.7041 0.8207 3.000 1.0050 0.01168 0.00639 -0.1630 0.6863 1.0000 3.500 1.0636 0.01176 0.00643 -0.1637 0.6761 1.0000 4.000 1.1171 0.01199 0.00669 -0.1634 0.6651 1.0000 4.500 1.1738 0.01203 0.00670 -0.1635 0.6530 1.0000 5.000 1.2222 0.01206 0.00679 -0.1619 0.6359 1.0000 5.500 1.2699 0.01212 0.00689 -0.1602 0.6174 1.0000 6.000 1.3155 0.01225 0.00708 -0.1581 0.5974 1.0000 6.500 1.3586 0.01249 0.00738 -0.1556 0.5755 1.0000 7.000 1.3981 0.01283 0.00779 -0.1524 0.5516 1.0000 7.500 1.4283 0.01333 0.00828 -0.1475 0.5199 1.0000 8.000 1.4448 0.01409 0.00897 -0.1401 0.4816 1.0000 8.500 1.4537 0.01530 0.01006 -0.1319 0.4341 1.0000 9.000 1.4509 0.01723 0.01176 -0.1226 0.3768 1.0000 9.500 1.4419 0.01994 0.01419 -0.1136 0.3171 1.0000 10.000 1.4336 0.02324 0.01725 -0.1059 0.2613 1.0000 10.500 1.4298 0.02683 0.02063 -0.0998 0.2119 1.0000 11.000 1.4282 0.03074 0.02436 -0.0948 0.1663 1.0000 11.500 1.4247 0.03522 0.02861 -0.0904 0.1207 1.0000 12.000 1.4222 0.04004 0.03324 -0.0868 0.0832 1.0000 12.500 1.4253 0.04473 0.03784 -0.0840 0.0611 1.0000 13.000 1.4258 0.05002 0.04315 -0.0818 0.0501 1.0000 13.500 1.4249 0.05584 0.04909 -0.0800 0.0413 1.0000 14.000 1.4261 0.06180 0.05517 -0.0789 0.0329 1.0000 14.500 1.4332 0.06737 0.06088 -0.0784 0.0251 1.0000 15.000 1.4368 0.07366 0.06728 -0.0783 0.0195 1.0000 16.000 1.4279 0.08949 0.08348 -0.0800 0.0140 1.0000 16.500 1.4211 0.09818 0.09238 -0.0816 0.0127 1.0000 17.000 1.4188 0.10636 0.10076 -0.0837 0.0115 1.0000 17.500 1.4170 0.11442 0.10899 -0.0859 0.0106 1.0000 18.000 1.4168 0.12247 0.11733 -0.0887 0.0097 1.0000 18.500 1.4170 0.13029 0.12532 -0.0918 0.0091 1.0000 19.000 1.4195 0.13737 0.13256 -0.0944 0.0086 1.0000 19.500 1.4130 0.14674 0.14230 -0.0990 0.0084 1.0000 20.000 1.4021 0.15711 0.15305 -0.1048 0.0082 1.0000 20.500 1.3866 0.16869 0.16501 -0.1120 0.0081 1.0000 21.000 1.3660 0.18187 0.17856 -0.1208 0.0081 1.0000 21.500 1.3411 0.19674 0.19380 -0.1312 0.0081 1.0000 22.000 1.3120 0.21375 0.21113 -0.1433 0.0083 1.0000 22.500 1.2787 0.23349 0.23109 -0.1568 0.0086 1.0000