XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 435 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 0.6398 0.01371 0.00788 -0.1478 0.7362 0.7087 0.500 0.6973 0.01366 0.00776 -0.1485 0.7280 0.7148 1.000 0.7620 0.01373 0.00767 -0.1509 0.7207 0.7208 1.500 0.8089 0.01370 0.00774 -0.1495 0.7112 0.7257 2.000 0.8676 0.01362 0.00762 -0.1503 0.7026 0.7315 2.500 0.9220 0.01370 0.00770 -0.1504 0.6931 0.7376 3.000 0.9769 0.01363 0.00764 -0.1506 0.6826 0.7433 3.500 1.0322 0.01364 0.00767 -0.1507 0.6728 0.7493 4.000 1.0818 0.01360 0.00772 -0.1498 0.6603 0.7565 4.500 1.1355 0.01361 0.00775 -0.1497 0.6483 0.7631 5.000 1.1838 0.01353 0.00776 -0.1484 0.6342 0.7697 5.500 1.2277 0.01362 0.00795 -0.1463 0.6183 0.7781 6.000 1.2717 0.01368 0.00809 -0.1442 0.6013 0.7865 6.500 1.3117 0.01382 0.00829 -0.1414 0.5819 0.7959 7.000 1.3413 0.01402 0.00857 -0.1365 0.5594 0.8057 7.500 1.3629 0.01443 0.00904 -0.1302 0.5336 0.8178 8.000 1.3818 0.01503 0.00970 -0.1237 0.5045 0.8319 8.500 1.3963 0.01592 0.01057 -0.1168 0.4728 0.8493 9.000 1.4049 0.01707 0.01179 -0.1093 0.4383 0.8733 9.500 1.4026 0.01836 0.01313 -0.1003 0.4046 0.9806 10.000 1.4152 0.02058 0.01524 -0.0957 0.3657 1.0000 10.500 1.4227 0.02318 0.01773 -0.0907 0.3286 1.0000 11.000 1.4263 0.02624 0.02065 -0.0858 0.2936 1.0000 11.500 1.4335 0.02938 0.02374 -0.0817 0.2597 1.0000 12.000 1.4370 0.03305 0.02731 -0.0778 0.2281 1.0000 12.500 1.4428 0.03685 0.03107 -0.0747 0.1976 1.0000 13.000 1.4460 0.04115 0.03530 -0.0718 0.1705 1.0000 13.500 1.4516 0.04554 0.03969 -0.0697 0.1449 1.0000 14.000 1.4524 0.05068 0.04478 -0.0678 0.1228 1.0000 14.500 1.4563 0.05584 0.04997 -0.0665 0.1025 1.0000 15.000 1.4548 0.06190 0.05603 -0.0656 0.0860 1.0000 15.500 1.4560 0.06800 0.06221 -0.0653 0.0716 1.0000 16.000 1.4520 0.07505 0.06932 -0.0655 0.0607 1.0000 16.500 1.4482 0.08245 0.07683 -0.0663 0.0517 1.0000 17.000 1.4439 0.09022 0.08475 -0.0677 0.0444 1.0000 17.500 1.4379 0.09851 0.09320 -0.0697 0.0386 1.0000 18.000 1.4312 0.10712 0.10197 -0.0723 0.0339 1.0000 18.500 1.4247 0.11586 0.11086 -0.0754 0.0297 1.0000 19.000 1.4178 0.12473 0.11988 -0.0790 0.0262 1.0000 19.500 1.4113 0.13361 0.12891 -0.0832 0.0230 1.0000 20.000 1.4059 0.14244 0.13797 -0.0877 0.0201 1.0000 20.500 1.3989 0.15151 0.14724 -0.0926 0.0177 1.0000 21.000 1.3913 0.16063 0.15650 -0.0980 0.0158 1.0000 21.500 1.3845 0.16970 0.16578 -0.1037 0.0140 1.0000 22.000 1.3773 0.17872 0.17497 -0.1095 0.0125 1.0000 22.500 1.3707 0.18770 0.18409 -0.1156 0.0112 1.0000 24.000 1.3510 0.21460 0.21147 -0.1349 0.0082 1.0000 24.500 1.3403 0.22487 0.22199 -0.1424 0.0075 1.0000 25.000 1.3334 0.23421 0.23147 -0.1495 0.0069 1.0000 25.500 1.3283 0.24277 0.24011 -0.1561 0.0064 1.0000 26.000 1.3045 0.25772 0.25536 -0.1666 0.0063 1.0000