XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 555 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 0.4294 0.01128 0.00462 -0.1066 0.7059 0.5420 0.500 0.4848 0.01134 0.00455 -0.1065 0.6851 0.5483 1.000 0.5388 0.01131 0.00452 -0.1061 0.6641 0.5544 1.500 0.5928 0.01142 0.00461 -0.1056 0.6432 0.5619 2.000 0.6471 0.01158 0.00468 -0.1053 0.6222 0.5694 2.500 0.6998 0.01165 0.00477 -0.1046 0.6007 0.5765 3.000 0.7522 0.01182 0.00494 -0.1039 0.5783 0.5848 3.500 0.8041 0.01200 0.00512 -0.1030 0.5557 0.5938 4.000 0.8548 0.01221 0.00537 -0.1020 0.5325 0.6030 4.500 0.9052 0.01246 0.00563 -0.1009 0.5088 0.6129 5.000 0.9542 0.01272 0.00598 -0.0996 0.4848 0.6237 5.500 1.0022 0.01303 0.00635 -0.0981 0.4601 0.6363 6.000 1.0487 0.01341 0.00677 -0.0963 0.4343 0.6502 6.500 1.0927 0.01381 0.00726 -0.0941 0.4072 0.6650 7.000 1.1342 0.01431 0.00782 -0.0915 0.3784 0.6825 7.500 1.1737 0.01481 0.00845 -0.0886 0.3470 0.7041 8.000 1.2061 0.01553 0.00918 -0.0844 0.3129 0.7299 8.500 1.2318 0.01624 0.01000 -0.0791 0.2755 0.7621 9.000 1.2508 0.01721 0.01106 -0.0728 0.2364 0.8123 9.500 1.2602 0.01812 0.01212 -0.0649 0.2015 1.0000 10.000 1.2780 0.01989 0.01373 -0.0600 0.1680 1.0000 10.500 1.2921 0.02194 0.01567 -0.0550 0.1397 1.0000 11.000 1.3051 0.02422 0.01792 -0.0504 0.1161 1.0000 11.500 1.3128 0.02705 0.02071 -0.0460 0.0972 1.0000 12.000 1.3206 0.03018 0.02386 -0.0424 0.0814 1.0000 12.500 1.3216 0.03415 0.02784 -0.0391 0.0695 1.0000 13.000 1.3255 0.03831 0.03212 -0.0369 0.0594 1.0000 13.500 1.3254 0.04320 0.03712 -0.0353 0.0513 1.0000 14.000 1.3228 0.04880 0.04284 -0.0345 0.0450 1.0000 14.500 1.3188 0.05503 0.04920 -0.0345 0.0399 1.0000 15.000 1.3137 0.06187 0.05619 -0.0352 0.0358 1.0000 15.500 1.3067 0.06942 0.06385 -0.0368 0.0324 1.0000 16.000 1.3036 0.07696 0.07159 -0.0389 0.0292 1.0000 16.500 1.2978 0.08525 0.08008 -0.0416 0.0264 1.0000 17.000 1.2919 0.09377 0.08869 -0.0449 0.0242 1.0000 17.500 1.2876 0.10254 0.09773 -0.0486 0.0221 1.0000 18.000 1.2840 0.11108 0.10637 -0.0523 0.0204 1.0000 18.500 1.2778 0.12057 0.11614 -0.0571 0.0188 1.0000 19.000 1.2765 0.12880 0.12442 -0.0614 0.0174 1.0000 19.500 1.2656 0.13954 0.13551 -0.0677 0.0162 1.0000 20.000 1.2621 0.14854 0.14464 -0.0732 0.0151 1.0000 21.500 1.2241 0.18235 0.17921 -0.0957 0.0128 1.0000 22.000 1.2191 0.19187 0.18883 -0.1024 0.0122 1.0000 22.500 1.2003 0.20501 0.20218 -0.1117 0.0118 1.0000