XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 558 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 0.4746 0.01146 0.00417 -0.1080 0.5567 0.4469 0.500 0.5298 0.01173 0.00432 -0.1077 0.5384 0.4587 1.000 0.5839 0.01162 0.00431 -0.1072 0.5238 0.4836 1.500 0.6372 0.01182 0.00444 -0.1065 0.5063 0.5047 2.000 0.6918 0.01208 0.00474 -0.1062 0.4896 0.5295 2.500 0.7451 0.01210 0.00490 -0.1056 0.4775 0.5599 3.000 0.7979 0.01226 0.00511 -0.1049 0.4636 0.5964 3.500 0.8511 0.01279 0.00567 -0.1044 0.4445 0.6454 4.000 0.9016 0.01276 0.00599 -0.1031 0.4386 0.7245 4.500 0.9436 0.01264 0.00632 -0.0998 0.4294 0.8611 5.000 1.0003 0.01279 0.00648 -0.0998 0.4165 1.0000 5.500 1.0534 0.01355 0.00724 -0.0995 0.4011 1.0000 6.000 1.1065 0.01411 0.00786 -0.0992 0.3929 1.0000 6.500 1.1570 0.01441 0.00823 -0.0982 0.3840 1.0000 7.000 1.2072 0.01487 0.00871 -0.0973 0.3743 1.0000 7.500 1.2549 0.01547 0.00922 -0.0960 0.3609 1.0000 8.000 1.3045 0.01636 0.01016 -0.0951 0.3479 1.0000 8.500 1.3503 0.01669 0.01064 -0.0934 0.3402 1.0000 9.000 1.3945 0.01713 0.01125 -0.0915 0.3291 1.0000 9.500 1.4335 0.01785 0.01189 -0.0887 0.3133 1.0000 10.000 1.4718 0.01850 0.01267 -0.0860 0.3007 1.0000 10.500 1.5038 0.01900 0.01329 -0.0820 0.2869 1.0000 11.000 1.5281 0.02004 0.01426 -0.0773 0.2701 1.0000 11.500 1.5575 0.02107 0.01547 -0.0737 0.2572 1.0000 12.000 1.5762 0.02243 0.01686 -0.0690 0.2379 1.0000 12.500 1.5866 0.02452 0.01896 -0.0641 0.2145 1.0000 13.000 1.5824 0.02789 0.02233 -0.0590 0.1885 1.0000 13.500 1.5804 0.03180 0.02627 -0.0555 0.1656 1.0000 14.000 1.5716 0.03696 0.03148 -0.0529 0.1454 1.0000 14.500 1.5493 0.04404 0.03857 -0.0513 0.1270 1.0000 15.000 1.5345 0.05090 0.04556 -0.0509 0.1121 1.0000 15.500 1.5048 0.05984 0.05456 -0.0515 0.0991 1.0000 16.000 1.4864 0.06833 0.06322 -0.0528 0.0883 1.0000 16.500 1.4628 0.07805 0.07300 -0.0551 0.0773 1.0000 17.000 1.4386 0.08815 0.08320 -0.0580 0.0666 1.0000 17.500 1.4204 0.09761 0.09279 -0.0614 0.0577 1.0000 18.000 1.3885 0.10908 0.10429 -0.0662 0.0470 1.0000 18.500 1.3616 0.11953 0.11471 -0.0713 0.0329 1.0000 19.000 1.3238 0.13189 0.12709 -0.0781 0.0208 1.0000 19.500 1.2930 0.14409 0.13950 -0.0844 0.0156 1.0000 20.000 1.2930 0.15176 0.14732 -0.0883 0.0149 1.0000 20.500 1.2941 0.15944 0.15517 -0.0922 0.0143 1.0000 21.000 1.2927 0.16788 0.16382 -0.0964 0.0138 1.0000 21.500 1.2842 0.17856 0.17475 -0.1017 0.0135 1.0000 22.000 1.2761 0.18964 0.18607 -0.1071 0.0132 1.0000 22.500 1.2544 0.20524 0.20197 -0.1145 0.0131 1.0000 23.000 1.2237 0.22485 0.22190 -0.1232 0.0131 1.0000