XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 556 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 0.5055 0.01134 0.00462 -0.1249 0.7069 0.5312 0.500 0.5596 0.01135 0.00463 -0.1245 0.6869 0.5379 1.000 0.6141 0.01146 0.00468 -0.1241 0.6667 0.5455 1.500 0.6687 0.01155 0.00468 -0.1238 0.6468 0.5526 2.000 0.7219 0.01166 0.00479 -0.1232 0.6265 0.5597 2.500 0.7753 0.01186 0.00493 -0.1226 0.6059 0.5686 3.000 0.8274 0.01201 0.00508 -0.1218 0.5847 0.5770 3.500 0.8784 0.01220 0.00531 -0.1208 0.5629 0.5861 4.000 0.9290 0.01241 0.00553 -0.1197 0.5408 0.5956 4.500 0.9784 0.01267 0.00585 -0.1184 0.5185 0.6068 5.000 1.0269 0.01295 0.00619 -0.1170 0.4956 0.6184 5.500 1.0742 0.01331 0.00657 -0.1153 0.4719 0.6315 6.000 1.1195 0.01368 0.00702 -0.1133 0.4478 0.6455 6.500 1.1631 0.01406 0.00753 -0.1110 0.4226 0.6625 7.000 1.2043 0.01450 0.00808 -0.1083 0.3954 0.6818 7.500 1.2418 0.01503 0.00872 -0.1049 0.3663 0.7045 8.000 1.2705 0.01570 0.00942 -0.1000 0.3358 0.7332 8.500 1.2976 0.01639 0.01028 -0.0949 0.3018 0.7719 9.000 1.3143 0.01728 0.01129 -0.0880 0.2664 0.8372 10.000 1.3438 0.02010 0.01401 -0.0758 0.1944 1.0000 10.500 1.3582 0.02215 0.01597 -0.0707 0.1645 1.0000 11.000 1.3677 0.02466 0.01839 -0.0657 0.1389 1.0000 11.500 1.3782 0.02738 0.02110 -0.0615 0.1170 1.0000 12.000 1.3833 0.03074 0.02444 -0.0575 0.0993 1.0000 12.500 1.3883 0.03446 0.02822 -0.0543 0.0846 1.0000 13.000 1.3910 0.03875 0.03256 -0.0518 0.0724 1.0000 13.500 1.3900 0.04377 0.03766 -0.0500 0.0628 1.0000 14.000 1.3872 0.04944 0.04343 -0.0489 0.0551 1.0000 14.500 1.3838 0.05566 0.04978 -0.0487 0.0486 1.0000 15.000 1.3799 0.06242 0.05670 -0.0492 0.0433 1.0000 15.500 1.3748 0.06979 0.06422 -0.0504 0.0388 1.0000 16.000 1.3684 0.07775 0.07233 -0.0523 0.0352 1.0000 16.500 1.3619 0.08609 0.08077 -0.0548 0.0321 1.0000 17.000 1.3583 0.09444 0.08937 -0.0578 0.0291 1.0000 17.500 1.3527 0.10326 0.09836 -0.0612 0.0267 1.0000 18.000 1.3480 0.11218 0.10744 -0.0653 0.0244 1.0000 18.500 1.3427 0.12132 0.11679 -0.0696 0.0223 1.0000 19.000 1.3393 0.13009 0.12566 -0.0742 0.0205 1.0000 19.500 1.3317 0.13988 0.13573 -0.0797 0.0188 1.0000 20.000 1.3285 0.14869 0.14463 -0.0850 0.0173 1.0000 20.500 1.3192 0.15891 0.15512 -0.0914 0.0160 1.0000 21.000 1.3130 0.16847 0.16486 -0.0977 0.0148 1.0000 21.500 1.3087 0.17736 0.17386 -0.1037 0.0138 1.0000 22.000 1.2926 0.18948 0.18631 -0.1122 0.0130 1.0000 22.500 1.2785 0.20123 0.19830 -0.1206 0.0123 1.0000 23.000 1.2762 0.20985 0.20697 -0.1269 0.0116 1.0000 23.500 1.2518 0.22465 0.22203 -0.1375 0.0113 1.0000