XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 552 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 0.3877 0.01391 0.00622 -0.0826 0.5551 0.5598 0.500 0.4436 0.01384 0.00624 -0.0828 0.5494 0.5648 1.000 0.5001 0.01393 0.00638 -0.0832 0.5438 0.5702 1.500 0.5575 0.01407 0.00650 -0.0837 0.5385 0.5765 2.000 0.6154 0.01434 0.00669 -0.0844 0.5327 0.5833 2.500 0.6705 0.01455 0.00705 -0.0846 0.5280 0.5898 3.000 0.7258 0.01472 0.00732 -0.0848 0.5222 0.5973 3.500 0.7821 0.01489 0.00754 -0.0851 0.5167 0.6049 4.000 0.8391 0.01517 0.00786 -0.0856 0.5109 0.6135 4.500 0.8928 0.01553 0.00835 -0.0856 0.5049 0.6238 5.000 0.9456 0.01564 0.00868 -0.0852 0.4978 0.6341 5.500 1.0018 0.01579 0.00888 -0.0855 0.4911 0.6462 6.000 1.0549 0.01613 0.00938 -0.0853 0.4837 0.6594 6.500 1.1052 0.01616 0.00966 -0.0844 0.4748 0.6744 7.000 1.1601 0.01623 0.00981 -0.0844 0.4664 0.6931 7.500 1.2070 0.01637 0.01024 -0.0829 0.4566 0.7144 8.000 1.2568 0.01625 0.01030 -0.0818 0.4457 0.7403 8.500 1.2998 0.01630 0.01066 -0.0796 0.4333 0.7729 9.000 1.3416 0.01619 0.01076 -0.0769 0.4198 0.8199 9.500 1.3682 0.01589 0.01095 -0.0712 0.4034 1.0000 10.000 1.4014 0.01621 0.01132 -0.0677 0.3813 1.0000 10.500 1.4169 0.01684 0.01195 -0.0612 0.3542 1.0000 11.000 1.4203 0.01816 0.01319 -0.0536 0.3188 1.0000 11.500 1.4111 0.02046 0.01538 -0.0458 0.2835 1.0000 12.000 1.3920 0.02407 0.01887 -0.0390 0.2522 1.0000 12.500 1.3761 0.02850 0.02328 -0.0344 0.2232 1.0000 13.000 1.3560 0.03399 0.02873 -0.0311 0.1977 1.0000 13.500 1.3364 0.04008 0.03478 -0.0290 0.1748 1.0000 14.000 1.3226 0.04619 0.04090 -0.0278 0.1533 1.0000 14.500 1.3092 0.05277 0.04747 -0.0275 0.1336 1.0000 15.000 1.2966 0.05973 0.05439 -0.0278 0.1156 1.0000 15.500 1.2889 0.06657 0.06125 -0.0286 0.0988 1.0000 16.000 1.2816 0.07374 0.06842 -0.0299 0.0839 1.0000 16.500 1.2735 0.08136 0.07604 -0.0317 0.0721 1.0000 17.000 1.2697 0.08872 0.08348 -0.0338 0.0617 1.0000 17.500 1.2655 0.09641 0.09125 -0.0363 0.0533 1.0000 18.000 1.2616 0.10426 0.09919 -0.0391 0.0465 1.0000 18.500 1.2582 0.11223 0.10725 -0.0422 0.0407 1.0000 19.000 1.2543 0.12039 0.11552 -0.0458 0.0359 1.0000 19.500 1.2503 0.12867 0.12391 -0.0496 0.0316 1.0000 20.000 1.2463 0.13702 0.13237 -0.0539 0.0276 1.0000 20.500 1.2424 0.14540 0.14086 -0.0584 0.0243 1.0000 21.000 1.2393 0.15358 0.14911 -0.0631 0.0214 1.0000 21.500 1.2367 0.16176 0.15744 -0.0680 0.0190 1.0000 23.000 1.2325 0.18523 0.18132 -0.0831 0.0140 1.0000 23.500 1.2365 0.19160 0.18767 -0.0876 0.0127 1.0000 24.000 1.2292 0.20086 0.19722 -0.0940 0.0118 1.0000 24.500 1.2268 0.20893 0.20544 -0.0998 0.0110 1.0000 25.000 1.2282 0.21579 0.21234 -0.1049 0.0101 1.0000 25.500 1.2104 0.22784 0.22472 -0.1134 0.0097 1.0000 26.000 1.1827 0.24298 0.24018 -0.1236 0.0094 1.0000