XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 421 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 0.8970 0.01544 0.00714 -0.1783 0.5162 0.1983 0.500 0.9520 0.01576 0.00744 -0.1781 0.5107 0.2192 1.000 1.0035 0.01584 0.00758 -0.1771 0.5057 0.2401 1.500 1.0563 0.01601 0.00776 -0.1765 0.5007 0.2624 2.000 1.1097 0.01615 0.00797 -0.1761 0.4959 0.2879 2.500 1.1645 0.01649 0.00830 -0.1759 0.4910 0.3202 3.000 1.2171 0.01692 0.00890 -0.1756 0.4860 0.3670 3.500 1.2630 0.01617 0.00941 -0.1738 0.4819 1.0000 4.000 1.3128 0.01665 0.00980 -0.1728 0.4774 1.0000 4.500 1.3635 0.01713 0.01021 -0.1719 0.4730 1.0000 5.000 1.4157 0.01761 0.01058 -0.1714 0.4683 1.0000 5.500 1.4696 0.01865 0.01155 -0.1716 0.4629 1.0000 6.000 1.5115 0.01917 0.01218 -0.1693 0.4596 1.0000 6.500 1.5534 0.01974 0.01285 -0.1671 0.4549 1.0000 7.000 1.5977 0.02024 0.01338 -0.1653 0.4499 1.0000 7.500 1.6462 0.02072 0.01386 -0.1643 0.4453 1.0000 8.000 1.7002 0.02182 0.01490 -0.1647 0.4393 1.0000 8.500 1.7266 0.02232 0.01561 -0.1598 0.4350 1.0000 9.000 1.7540 0.02286 0.01629 -0.1551 0.4293 1.0000 9.500 1.7885 0.02323 0.01672 -0.1517 0.4236 1.0000 10.000 1.8376 0.02378 0.01722 -0.1511 0.4177 1.0000 10.500 1.8499 0.02480 0.01845 -0.1444 0.4123 1.0000 11.000 1.8604 0.02570 0.01955 -0.1376 0.4058 1.0000 11.500 1.8889 0.02623 0.02013 -0.1339 0.3993 1.0000 12.000 1.9228 0.02708 0.02102 -0.1314 0.3921 1.0000 12.500 1.9104 0.02918 0.02340 -0.1230 0.3850 1.0000 13.000 1.9233 0.03063 0.02497 -0.1184 0.3771 1.0000 13.500 1.9395 0.03241 0.02682 -0.1148 0.3688 1.0000 14.000 1.9193 0.03643 0.03111 -0.1086 0.3591 1.0000 14.500 1.9411 0.03820 0.03286 -0.1064 0.3491 1.0000 15.000 1.9009 0.04525 0.04024 -0.1014 0.3370 1.0000 15.500 1.8937 0.05027 0.04534 -0.0990 0.3241 1.0000 16.000 1.8823 0.05612 0.05124 -0.0972 0.3091 1.0000 16.500 1.8465 0.06544 0.06074 -0.0960 0.2921 1.0000 17.000 1.8206 0.07420 0.06960 -0.0957 0.2741 1.0000 17.500 1.7991 0.08281 0.07826 -0.0960 0.2559 1.0000 18.000 1.7807 0.09130 0.08678 -0.0967 0.2380 1.0000 18.500 1.7657 0.09953 0.09502 -0.0977 0.2211 1.0000 19.000 1.7541 0.10740 0.10289 -0.0990 0.2052 1.0000 19.500 1.7477 0.11448 0.10993 -0.1005 0.1898 1.0000 20.000 1.7344 0.12288 0.11842 -0.1027 0.1759 1.0000 20.500 1.7245 0.13074 0.12638 -0.1051 0.1629 1.0000 21.000 1.7205 0.13760 0.13327 -0.1074 0.1506 1.0000 21.500 1.7151 0.14456 0.14021 -0.1099 0.1387 1.0000 22.000 1.7094 0.15168 0.14739 -0.1129 0.1279 1.0000 22.500 1.7041 0.15869 0.15452 -0.1160 0.1179 1.0000 23.000 1.7015 0.16508 0.16094 -0.1191 0.1087 1.0000 23.500 1.6996 0.17125 0.16707 -0.1222 0.0997 1.0000 24.000 1.6933 0.17835 0.17437 -0.1261 0.0921 1.0000 24.500 1.6915 0.18446 0.18052 -0.1296 0.0847 1.0000 25.000 1.6907 0.19021 0.18622 -0.1332 0.0775 1.0000 25.500 1.6840 0.19726 0.19347 -0.1376 0.0714 1.0000 26.000 1.6802 0.20355 0.19984 -0.1418 0.0656 1.0000 26.500 1.6806 0.20887 0.20511 -0.1456 0.0599 1.0000 27.000 1.6703 0.21642 0.21287 -0.1509 0.0550 1.0000 27.500 1.6667 0.22247 0.21898 -0.1555 0.0502 1.0000 28.000 1.6659 0.22780 0.22428 -0.1598 0.0458 1.0000 28.500 1.6544 0.23552 0.23224 -0.1657 0.0422 1.0000 29.000 1.6523 0.24107 0.23783 -0.1704 0.0388 1.0000 29.500 1.6456 0.24763 0.24452 -0.1758 0.0358 1.0000 30.000 1.6428 0.25318 0.25017 -0.1807 0.0331 1.0000 30.500 1.6367 0.25946 0.25656 -0.1861 0.0307 1.0000 31.000 1.6315 0.26542 0.26265 -0.1915 0.0284 1.0000 31.500 1.6230 0.27217 0.26954 -0.1975 0.0263 1.0000 32.000 1.6155 0.27858 0.27606 -0.2033 0.0243 1.0000 32.500 1.6030 0.28629 0.28392 -0.2101 0.0223 1.0000 33.000 1.5874 0.29469 0.29248 -0.2173 0.0204 1.0000 33.500 1.5786 0.30152 0.29938 -0.2236 0.0184 1.0000 34.500 1.5586 0.31561 0.31361 -0.2365 0.0147 1.0000 36.000 1.0496 0.57803 0.57694 -0.2499 0.0071 1.0000 37.000 1.0460 0.59426 0.59325 -0.2537 0.0055 1.0000 37.500 1.0415 0.61269 0.61167 -0.2564 0.0050 1.0000 38.000 1.0386 0.62256 0.62158 -0.2584 0.0042 1.0000 38.500 1.0355 0.62868 0.62773 -0.2602 0.0039 1.0000 39.000 1.0313 0.64464 0.64369 -0.2624 0.0037 1.0000 39.500 1.0275 0.65569 0.65478 -0.2643 0.0031 1.0000 40.000 1.0232 0.66419 0.66330 -0.2662 0.0028 1.0000 40.500 1.0185 0.67105 0.67020 -0.2680 0.0026 1.0000 41.000 1.0136 0.67973 0.67890 -0.2697 0.0026 1.0000 41.500 1.0090 0.69395 0.69313 -0.2715 0.0023 1.0000 42.000 1.0039 0.70296 0.70217 -0.2732 0.0020 1.0000 42.500 0.9981 0.71055 0.70980 -0.2749 0.0019 1.0000 43.000 0.9921 0.71745 0.71672 -0.2765 0.0017 1.0000 43.500 0.9856 0.72261 0.72191 -0.2781 0.0016 1.0000 44.500 0.9726 0.73924 0.73858 -0.2811 0.0015 1.0000 45.000 0.9660 0.74713 0.74650 -0.2826 0.0015 1.0000 45.500 0.9592 0.75412 0.75352 -0.2840 0.0014 1.0000 46.000 0.9519 0.75999 0.75942 -0.2853 0.0013 1.0000 46.500 0.9442 0.76519 0.76464 -0.2866 0.0012 1.0000 47.000 0.9363 0.76998 0.76946 -0.2879 0.0011 1.0000 47.500 0.9281 0.77409 0.77360 -0.2891 0.0010 1.0000 48.000 0.9198 0.77773 0.77727 -0.2904 0.0009 1.0000 48.500 0.9108 0.78013 0.77970 -0.2915 0.0009 1.0000 49.000 0.9017 0.78214 0.78174 -0.2927 0.0008 1.0000 50.000 0.8836 0.78881 0.78845 -0.2947 0.0008 1.0000 50.500 0.8747 0.79242 0.79208 -0.2956 0.0008 1.0000 51.000 0.8657 0.79516 0.79484 -0.2965 0.0007 1.0000 51.500 0.8561 0.79662 0.79632 -0.2973 0.0007 1.0000 52.000 0.8464 0.79776 0.79749 -0.2981 0.0006 1.0000 52.500 0.8363 0.79775 0.79751 -0.2989 0.0006 1.0000 53.000 0.8261 0.79760 0.79737 -0.2997 0.0005 1.0000 53.500 0.8157 0.79669 0.79649 -0.3004 0.0004 1.0000 54.000 0.8050 0.79527 0.79510 -0.3010 0.0004 1.0000 54.500 0.7941 0.79307 0.79291 -0.3017 0.0004 1.0000 55.000 0.7830 0.79021 0.79008 -0.3023 0.0003 1.0000 55.500 0.7714 0.78649 0.78638 -0.3029 0.0003 1.0000 56.500 0.7500 0.78331 0.78323 -0.3036 0.0003 1.0000 57.000 0.7390 0.78031 0.78025 -0.3039 0.0003 1.0000 57.500 0.7276 0.77622 0.77618 -0.3042 0.0002 1.0000 58.000 0.7162 0.77184 0.77182 -0.3045 0.0002 1.0000 58.500 0.7045 0.76664 0.76664 -0.3047 0.0002 1.0000 60.000 0.6692 0.75024 0.75028 -0.3051 0.0001 1.0000