XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 432 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 0.5017 0.01356 0.00763 -0.0968 0.6429 0.8399 0.500 0.5494 0.01352 0.00759 -0.0952 0.6356 0.8467 1.000 0.6041 0.01352 0.00749 -0.0953 0.6278 0.8530 1.500 0.6651 0.01375 0.00756 -0.0972 0.6207 0.8588 2.000 0.7138 0.01369 0.00757 -0.0962 0.6129 0.8640 2.500 0.7681 0.01371 0.00755 -0.0963 0.6052 0.8687 3.000 0.8263 0.01394 0.00769 -0.0974 0.5975 0.8744 3.500 0.8788 0.01399 0.00781 -0.0975 0.5889 0.8796 4.000 0.9309 0.01395 0.00778 -0.0971 0.5805 0.8844 4.500 0.9825 0.01413 0.00797 -0.0968 0.5717 0.8906 5.000 1.0346 0.01418 0.00811 -0.0968 0.5616 0.8969 5.500 1.0885 0.01427 0.00816 -0.0968 0.5522 0.9023 6.000 1.1301 0.01428 0.00836 -0.0946 0.5414 0.9101 6.500 1.1841 0.01438 0.00842 -0.0947 0.5306 0.9176 7.000 1.2181 0.01439 0.00865 -0.0909 0.5185 0.9281 7.500 1.2628 0.01447 0.00876 -0.0893 0.5060 0.9385 8.000 1.2919 0.01449 0.00898 -0.0846 0.4917 0.9559 8.500 1.3349 0.01469 0.00931 -0.0832 0.4751 1.0000 9.000 1.3756 0.01518 0.00986 -0.0818 0.4566 1.0000 9.500 1.4090 0.01586 0.01060 -0.0792 0.4352 1.0000 10.000 1.4331 0.01682 0.01160 -0.0752 0.4111 1.0000 10.500 1.4481 0.01819 0.01298 -0.0701 0.3837 1.0000 11.000 1.4535 0.02018 0.01491 -0.0643 0.3541 1.0000 11.500 1.4544 0.02278 0.01749 -0.0588 0.3228 1.0000 12.000 1.4487 0.02621 0.02084 -0.0536 0.2913 1.0000 12.500 1.4425 0.03018 0.02476 -0.0493 0.2624 1.0000 13.000 1.4373 0.03454 0.02911 -0.0459 0.2345 1.0000 13.500 1.4299 0.03949 0.03401 -0.0431 0.2083 1.0000 14.000 1.4228 0.04484 0.03934 -0.0411 0.1844 1.0000 14.500 1.4200 0.05020 0.04473 -0.0399 0.1616 1.0000 15.000 1.4154 0.05609 0.05063 -0.0392 0.1407 1.0000 15.500 1.4092 0.06253 0.05707 -0.0390 0.1220 1.0000 16.000 1.4031 0.06932 0.06389 -0.0394 0.1052 1.0000 16.500 1.3991 0.07623 0.07087 -0.0402 0.0898 1.0000 17.000 1.3922 0.08383 0.07852 -0.0417 0.0768 1.0000 17.500 1.3838 0.09195 0.08669 -0.0437 0.0661 1.0000 18.000 1.3765 0.10018 0.09502 -0.0461 0.0570 1.0000 18.500 1.3704 0.10844 0.10340 -0.0489 0.0495 1.0000 19.000 1.3639 0.11689 0.11197 -0.0521 0.0432 1.0000 19.500 1.3579 0.12535 0.12055 -0.0557 0.0380 1.0000 20.000 1.3523 0.13375 0.12904 -0.0596 0.0336 1.0000 20.500 1.3482 0.14199 0.13743 -0.0638 0.0297 1.0000 21.000 1.3444 0.15021 0.14584 -0.0683 0.0262 1.0000 22.000 1.3353 0.16677 0.16268 -0.0782 0.0204 1.0000 22.500 1.3302 0.17513 0.17111 -0.0837 0.0180 1.0000 23.000 1.3238 0.18399 0.18021 -0.0896 0.0159 1.0000 23.500 1.3181 0.19253 0.18890 -0.0955 0.0141 1.0000 24.000 1.3131 0.20094 0.19740 -0.1016 0.0125 1.0000 24.500 1.3058 0.20994 0.20663 -0.1080 0.0111 1.0000 25.000 1.3044 0.21731 0.21400 -0.1137 0.0098 1.0000 25.500 1.2933 0.22745 0.22443 -0.1210 0.0089 1.0000 26.000 1.2898 0.23552 0.23257 -0.1273 0.0079 1.0000