XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 399 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 0.6797 0.01152 0.00482 -0.1610 0.6773 0.5418 0.500 0.7381 0.01168 0.00498 -0.1615 0.6696 0.5805 1.000 0.7913 0.01175 0.00524 -0.1611 0.6608 0.6214 1.500 0.8470 0.01183 0.00543 -0.1611 0.6527 0.6660 2.000 0.9015 0.01203 0.00575 -0.1608 0.6446 0.7140 2.500 0.9526 0.01211 0.00604 -0.1598 0.6356 0.7655 3.000 1.0045 0.01223 0.00626 -0.1587 0.6275 0.8242 3.500 1.0408 0.01223 0.00655 -0.1543 0.6185 0.9046 4.000 1.0970 0.01227 0.00661 -0.1545 0.6091 1.0000 4.500 1.1529 0.01263 0.00698 -0.1549 0.5993 1.0000 5.000 1.2072 0.01285 0.00720 -0.1548 0.5882 1.0000 5.500 1.2593 0.01316 0.00756 -0.1543 0.5764 1.0000 6.000 1.3119 0.01337 0.00777 -0.1537 0.5637 1.0000 6.500 1.3578 0.01364 0.00818 -0.1520 0.5493 1.0000 7.000 1.4042 0.01392 0.00851 -0.1502 0.5340 1.0000 7.500 1.4468 0.01421 0.00884 -0.1478 0.5162 1.0000 8.000 1.4827 0.01458 0.00928 -0.1441 0.4956 1.0000 8.500 1.5084 0.01504 0.00983 -0.1385 0.4720 1.0000 9.000 1.5255 0.01575 0.01059 -0.1316 0.4439 1.0000 9.500 1.5359 0.01690 0.01167 -0.1241 0.4096 1.0000 10.000 1.5371 0.01869 0.01336 -0.1159 0.3678 1.0000 10.500 1.5320 0.02126 0.01579 -0.1080 0.3224 1.0000 11.000 1.5223 0.02467 0.01904 -0.1008 0.2774 1.0000 11.500 1.5110 0.02884 0.02307 -0.0946 0.2350 1.0000 12.000 1.5000 0.03361 0.02772 -0.0897 0.1962 1.0000 12.500 1.4904 0.03886 0.03286 -0.0859 0.1612 1.0000 13.000 1.4826 0.04448 0.03838 -0.0831 0.1299 1.0000 13.500 1.4755 0.05052 0.04436 -0.0811 0.1030 1.0000 14.000 1.4698 0.05687 0.05067 -0.0797 0.0807 1.0000 14.500 1.4643 0.06363 0.05741 -0.0790 0.0631 1.0000 15.000 1.4592 0.07076 0.06458 -0.0789 0.0499 1.0000 15.500 1.4538 0.07832 0.07221 -0.0794 0.0403 1.0000 16.000 1.4493 0.08613 0.08013 -0.0805 0.0334 1.0000 16.500 1.4429 0.09452 0.08862 -0.0821 0.0284 1.0000 17.000 1.4369 0.10311 0.09736 -0.0842 0.0245 1.0000 17.500 1.4326 0.11161 0.10603 -0.0867 0.0213 1.0000 18.000 1.4289 0.12007 0.11468 -0.0895 0.0187 1.0000 18.500 1.4255 0.12846 0.12325 -0.0926 0.0166 1.0000 19.000 1.4238 0.13637 0.13122 -0.0959 0.0149 1.0000 19.500 1.4237 0.14433 0.13943 -0.0996 0.0133 1.0000 20.000 1.4259 0.15132 0.14648 -0.1029 0.0122 1.0000 20.500 1.4257 0.15912 0.15457 -0.1069 0.0113 1.0000 21.000 1.4270 0.16644 0.16204 -0.1111 0.0106 1.0000 21.500 1.4298 0.17307 0.16878 -0.1149 0.0099 1.0000 22.000 1.4214 0.18271 0.17877 -0.1212 0.0095 1.0000 22.500 1.4119 0.19262 0.18899 -0.1279 0.0091 1.0000 23.000 1.4004 0.20316 0.19981 -0.1354 0.0088 1.0000 23.500 1.3837 0.21526 0.21221 -0.1442 0.0087 1.0000 24.000 1.3442 0.23448 0.23188 -0.1580 0.0089 1.0000