XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 557 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 0.5828 0.01147 0.00475 -0.1432 0.7070 0.5203 0.500 0.6371 0.01150 0.00470 -0.1429 0.6877 0.5273 1.000 0.6904 0.01157 0.00479 -0.1422 0.6681 0.5348 1.500 0.7445 0.01171 0.00487 -0.1418 0.6490 0.5429 2.000 0.7981 0.01182 0.00495 -0.1413 0.6298 0.5505 2.500 0.8509 0.01201 0.00512 -0.1406 0.6105 0.5591 3.000 0.9036 0.01223 0.00529 -0.1400 0.5906 0.5689 3.500 0.9540 0.01242 0.00552 -0.1388 0.5701 0.5782 4.000 1.0041 0.01266 0.00577 -0.1376 0.5492 0.5887 4.500 1.0526 0.01289 0.00610 -0.1362 0.5282 0.6000 5.000 1.1008 0.01319 0.00645 -0.1346 0.5070 0.6131 5.500 1.1475 0.01353 0.00686 -0.1329 0.4852 0.6272 6.000 1.1922 0.01389 0.00731 -0.1307 0.4626 0.6422 6.500 1.2346 0.01430 0.00781 -0.1282 0.4390 0.6606 7.000 1.2740 0.01478 0.00839 -0.1251 0.4145 0.6820 7.500 1.3080 0.01532 0.00901 -0.1210 0.3889 0.7072 8.000 1.3383 0.01586 0.00972 -0.1163 0.3614 0.7389 8.500 1.3634 0.01658 0.01059 -0.1108 0.3307 0.7850 9.000 1.3736 0.01722 0.01146 -0.1024 0.3012 0.9106 10.000 1.4124 0.02026 0.01429 -0.0921 0.2284 1.0000 10.500 1.4241 0.02243 0.01635 -0.0866 0.1966 1.0000 11.000 1.4350 0.02490 0.01875 -0.0817 0.1681 1.0000 11.500 1.4425 0.02783 0.02163 -0.0770 0.1441 1.0000 12.000 1.4499 0.03108 0.02488 -0.0731 0.1232 1.0000 12.500 1.4527 0.03500 0.02880 -0.0696 0.1062 1.0000 13.000 1.4552 0.03934 0.03319 -0.0669 0.0918 1.0000 13.500 1.4567 0.04418 0.03813 -0.0649 0.0795 1.0000 14.000 1.4554 0.04970 0.04374 -0.0636 0.0692 1.0000 14.500 1.4520 0.05593 0.05007 -0.0630 0.0607 1.0000 15.000 1.4472 0.06280 0.05707 -0.0632 0.0536 1.0000 15.500 1.4417 0.07022 0.06462 -0.0641 0.0475 1.0000 16.000 1.4348 0.07828 0.07285 -0.0658 0.0425 1.0000 16.500 1.4275 0.08680 0.08151 -0.0681 0.0383 1.0000 17.000 1.4193 0.09574 0.09056 -0.0710 0.0347 1.0000 17.500 1.4148 0.10452 0.09956 -0.0744 0.0313 1.0000 18.000 1.4087 0.11359 0.10883 -0.0781 0.0285 1.0000 18.500 1.4033 0.12255 0.11786 -0.0822 0.0261 1.0000 19.000 1.3986 0.13165 0.12722 -0.0867 0.0238 1.0000 19.500 1.3946 0.14040 0.13609 -0.0913 0.0219 1.0000 20.000 1.3896 0.14953 0.14542 -0.0966 0.0200 1.0000 20.500 1.3842 0.15860 0.15466 -0.1021 0.0183 1.0000 21.000 1.3785 0.16786 0.16410 -0.1082 0.0168 1.0000 21.500 1.3732 0.17684 0.17322 -0.1141 0.0155 1.0000 22.000 1.3641 0.18693 0.18355 -0.1212 0.0143 1.0000 22.500 1.3653 0.19420 0.19083 -0.1264 0.0131 1.0000 23.000 1.3472 0.20672 0.20370 -0.1355 0.0125 1.0000 23.500 1.3306 0.21901 0.21626 -0.1445 0.0118 1.0000 24.000 1.3107 0.23247 0.22995 -0.1544 0.0114 1.0000