XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 550 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 0.3017 0.01451 0.00735 -0.0558 0.5525 0.6575 0.500 0.3576 0.01446 0.00733 -0.0562 0.5467 0.6613 1.000 0.4144 0.01446 0.00729 -0.0569 0.5406 0.6649 1.500 0.4722 0.01452 0.00727 -0.0579 0.5352 0.6686 2.000 0.5303 0.01480 0.00746 -0.0589 0.5292 0.6721 2.500 0.5845 0.01481 0.00761 -0.0590 0.5242 0.6759 3.000 0.6399 0.01494 0.00783 -0.0593 0.5184 0.6796 3.500 0.6967 0.01508 0.00797 -0.0599 0.5126 0.6838 4.000 0.7543 0.01553 0.00838 -0.0608 0.5064 0.6883 4.500 0.8074 0.01560 0.00861 -0.0608 0.5003 0.6925 5.000 0.8612 0.01568 0.00882 -0.0608 0.4931 0.6973 5.500 0.9179 0.01589 0.00905 -0.0613 0.4862 0.7029 6.000 0.9695 0.01616 0.00950 -0.0610 0.4786 0.7086 6.500 1.0223 0.01615 0.00961 -0.0608 0.4696 0.7141 7.000 1.0769 0.01635 0.00987 -0.0609 0.4606 0.7202 7.500 1.1241 0.01633 0.01010 -0.0596 0.4501 0.7275 8.000 1.1777 0.01639 0.01018 -0.0595 0.4390 0.7353 8.500 1.2192 0.01631 0.01043 -0.0571 0.4260 0.7444 9.000 1.2624 0.01632 0.01059 -0.0551 0.4108 0.7542 9.500 1.2995 0.01636 0.01080 -0.0520 0.3922 0.7654 10.000 1.3278 0.01657 0.01122 -0.0475 0.3679 0.7787 10.500 1.3384 0.01712 0.01187 -0.0400 0.3372 0.7960 11.000 1.3346 0.01837 0.01315 -0.0311 0.3018 0.8206 12.000 1.3038 0.02367 0.01861 -0.0162 0.2347 1.0000 12.500 1.2847 0.02841 0.02323 -0.0121 0.2063 1.0000 13.000 1.2694 0.03360 0.02839 -0.0094 0.1808 1.0000 13.500 1.2527 0.03939 0.03415 -0.0077 0.1573 1.0000 14.000 1.2362 0.04567 0.04038 -0.0068 0.1369 1.0000 14.500 1.2241 0.05201 0.04670 -0.0066 0.1181 1.0000 15.000 1.2157 0.05842 0.05312 -0.0071 0.1009 1.0000 15.500 1.2067 0.06528 0.05998 -0.0081 0.0862 1.0000 16.000 1.1994 0.07230 0.06700 -0.0096 0.0737 1.0000 16.500 1.1960 0.07919 0.07395 -0.0113 0.0626 1.0000 17.000 1.1911 0.08655 0.08136 -0.0136 0.0539 1.0000 17.500 1.1861 0.09425 0.08913 -0.0162 0.0467 1.0000 18.000 1.1817 0.10208 0.09704 -0.0192 0.0406 1.0000 18.500 1.1787 0.10992 0.10498 -0.0225 0.0355 1.0000 19.000 1.1761 0.11785 0.11302 -0.0261 0.0310 1.0000 19.500 1.1732 0.12595 0.12124 -0.0301 0.0272 1.0000 20.500 1.1671 0.14231 0.13785 -0.0388 0.0212 1.0000 21.000 1.1649 0.15029 0.14588 -0.0435 0.0187 1.0000 21.500 1.1618 0.15870 0.15450 -0.0486 0.0166 1.0000 22.500 1.1576 0.17474 0.17076 -0.0589 0.0134 1.0000 23.000 1.1541 0.18306 0.17929 -0.0644 0.0121 1.0000 23.500 1.1527 0.19098 0.18731 -0.0700 0.0111 1.0000 24.000 1.1501 0.19898 0.19544 -0.0756 0.0102 1.0000 24.500 1.1389 0.20936 0.20608 -0.0827 0.0097 1.0000 25.000 1.1241 0.22085 0.21780 -0.0906 0.0091 1.0000