XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 398 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 0.6858 0.01135 0.00474 -0.1602 0.6781 0.5634 0.500 0.7408 0.01136 0.00491 -0.1601 0.6690 0.6160 1.000 0.7976 0.01149 0.00511 -0.1602 0.6612 0.6737 1.500 0.8488 0.01155 0.00542 -0.1593 0.6526 0.7356 2.000 0.8995 0.01157 0.00562 -0.1580 0.6443 0.8052 2.500 0.9417 0.01162 0.00585 -0.1546 0.6363 0.8953 3.000 0.9951 0.01166 0.00597 -0.1542 0.6271 1.0000 3.500 1.0543 0.01194 0.00615 -0.1551 0.6184 1.0000 4.000 1.1080 0.01228 0.00654 -0.1550 0.6087 1.0000 4.500 1.1635 0.01250 0.00675 -0.1551 0.5985 1.0000 5.000 1.2162 0.01284 0.00713 -0.1547 0.5876 1.0000 5.500 1.2692 0.01303 0.00733 -0.1542 0.5755 1.0000 6.000 1.3183 0.01333 0.00774 -0.1531 0.5627 1.0000 6.500 1.3692 0.01358 0.00799 -0.1522 0.5484 1.0000 7.000 1.4131 0.01380 0.00833 -0.1500 0.5322 1.0000 7.500 1.4541 0.01410 0.00875 -0.1472 0.5137 1.0000 8.000 1.4914 0.01448 0.00922 -0.1438 0.4925 1.0000 8.500 1.5200 0.01498 0.00975 -0.1388 0.4673 1.0000 9.000 1.5362 0.01573 0.01052 -0.1317 0.4373 1.0000 9.500 1.5447 0.01696 0.01166 -0.1239 0.3997 1.0000 10.000 1.5448 0.01885 0.01344 -0.1156 0.3557 1.0000 10.500 1.5391 0.02153 0.01598 -0.1077 0.3088 1.0000 11.000 1.5287 0.02509 0.01937 -0.1005 0.2630 1.0000 11.500 1.5174 0.02938 0.02352 -0.0946 0.2205 1.0000 12.000 1.5065 0.03427 0.02828 -0.0899 0.1818 1.0000 12.500 1.4970 0.03963 0.03353 -0.0862 0.1470 1.0000 13.000 1.4886 0.04542 0.03922 -0.0835 0.1168 1.0000 13.500 1.4817 0.05155 0.04528 -0.0816 0.0913 1.0000 14.000 1.4764 0.05797 0.05169 -0.0804 0.0701 1.0000 14.500 1.4708 0.06484 0.05856 -0.0798 0.0544 1.0000 15.000 1.4653 0.07213 0.06591 -0.0798 0.0434 1.0000 15.500 1.4593 0.07988 0.07374 -0.0804 0.0356 1.0000 16.000 1.4547 0.08780 0.08180 -0.0815 0.0296 1.0000 16.500 1.4493 0.09613 0.09030 -0.0832 0.0250 1.0000 17.000 1.4437 0.10474 0.09907 -0.0854 0.0213 1.0000 17.500 1.4385 0.11345 0.10795 -0.0881 0.0182 1.0000 18.000 1.4331 0.12227 0.11692 -0.0912 0.0160 1.0000 18.500 1.4293 0.13084 0.12562 -0.0946 0.0140 1.0000 19.000 1.4276 0.13908 0.13411 -0.0981 0.0124 1.0000 19.500 1.4273 0.14666 0.14173 -0.1015 0.0113 1.0000 20.000 1.4266 0.15472 0.15010 -0.1055 0.0104 1.0000 20.500 1.4267 0.16246 0.15803 -0.1098 0.0096 1.0000 21.000 1.4290 0.16929 0.16493 -0.1136 0.0089 1.0000 21.500 1.4212 0.17903 0.17502 -0.1198 0.0085 1.0000 22.000 1.4130 0.18888 0.18517 -0.1264 0.0080 1.0000 22.500 1.4042 0.19900 0.19553 -0.1334 0.0076 1.0000 23.000 1.3958 0.20907 0.20581 -0.1407 0.0074 1.0000 23.500 1.3888 0.21869 0.21558 -0.1478 0.0071 1.0000 24.000 1.3726 0.23109 0.22823 -0.1570 0.0070 1.0000