XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 554 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 0.4151 0.01332 0.00562 -0.0909 0.5350 0.5378 0.500 0.4728 0.01350 0.00572 -0.0914 0.5271 0.5445 1.000 0.5294 0.01351 0.00577 -0.0918 0.5196 0.5507 1.500 0.5860 0.01366 0.00592 -0.0920 0.5124 0.5580 2.000 0.6434 0.01398 0.00618 -0.0925 0.5053 0.5656 2.500 0.6990 0.01406 0.00639 -0.0926 0.4988 0.5726 3.000 0.7551 0.01423 0.00660 -0.0928 0.4918 0.5807 3.500 0.8131 0.01470 0.00701 -0.0934 0.4850 0.5898 4.000 0.8664 0.01483 0.00737 -0.0931 0.4789 0.5991 4.500 0.9216 0.01507 0.00769 -0.0932 0.4721 0.6092 5.000 0.9770 0.01532 0.00802 -0.0932 0.4652 0.6197 5.500 1.0306 0.01572 0.00858 -0.0931 0.4581 0.6321 6.000 1.0826 0.01588 0.00893 -0.0925 0.4498 0.6462 6.500 1.1370 0.01614 0.00925 -0.0924 0.4414 0.6610 7.000 1.1862 0.01641 0.00979 -0.0914 0.4328 0.6781 7.500 1.2362 0.01649 0.01006 -0.0904 0.4230 0.6992 8.000 1.2846 0.01676 0.01054 -0.0892 0.4128 0.7243 8.500 1.3291 0.01679 0.01082 -0.0871 0.4012 0.7548 9.000 1.3699 0.01693 0.01125 -0.0844 0.3887 0.7971 9.500 1.3992 0.01683 0.01148 -0.0793 0.3751 0.8803 10.000 1.4326 0.01700 0.01188 -0.0755 0.3581 1.0000 10.500 1.4579 0.01751 0.01245 -0.0706 0.3383 1.0000 11.000 1.4735 0.01839 0.01333 -0.0644 0.3136 1.0000 11.500 1.4778 0.01994 0.01482 -0.0575 0.2854 1.0000 12.000 1.4753 0.02228 0.01714 -0.0510 0.2546 1.0000 12.500 1.4593 0.02599 0.02077 -0.0449 0.2253 1.0000 13.000 1.4418 0.03078 0.02554 -0.0407 0.1985 1.0000 13.500 1.4215 0.03666 0.03142 -0.0380 0.1747 1.0000 14.000 1.3995 0.04342 0.03818 -0.0365 0.1541 1.0000 14.500 1.3782 0.05078 0.04554 -0.0361 0.1357 1.0000 15.000 1.3590 0.05859 0.05336 -0.0367 0.1192 1.0000 15.500 1.3452 0.06632 0.06114 -0.0379 0.1040 1.0000 16.000 1.3335 0.07425 0.06912 -0.0396 0.0902 1.0000 16.500 1.3230 0.08245 0.07737 -0.0418 0.0782 1.0000 17.000 1.3134 0.09086 0.08582 -0.0444 0.0678 1.0000 17.500 1.3047 0.09945 0.09447 -0.0475 0.0589 1.0000 18.000 1.2968 0.10816 0.10324 -0.0509 0.0514 1.0000 18.500 1.2909 0.11672 0.11187 -0.0545 0.0450 1.0000 19.000 1.2870 0.12504 0.12028 -0.0583 0.0395 1.0000 19.500 1.2853 0.13304 0.12839 -0.0622 0.0349 1.0000 20.000 1.2833 0.14110 0.13655 -0.0664 0.0310 1.0000 20.500 1.2822 0.14891 0.14445 -0.0707 0.0277 1.0000 21.000 1.2837 0.15612 0.15169 -0.0748 0.0250 1.0000 21.500 1.2837 0.16384 0.15959 -0.0795 0.0226 1.0000 22.000 1.2858 0.17088 0.16673 -0.0839 0.0205 1.0000 22.500 1.2863 0.17828 0.17421 -0.0888 0.0186 1.0000 24.500 1.2798 0.20942 0.20593 -0.1109 0.0131 1.0000 25.000 1.2799 0.21658 0.21317 -0.1163 0.0122 1.0000 25.500 1.2624 0.22838 0.22528 -0.1248 0.0115 1.0000 26.000 1.2433 0.24080 0.23796 -0.1338 0.0110 1.0000