XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 559 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 0.5668 0.01176 0.00423 -0.1316 0.5779 0.4272 0.500 0.6206 0.01192 0.00429 -0.1309 0.5597 0.4448 1.500 0.7273 0.01219 0.00457 -0.1296 0.5264 0.4850 2.000 0.7805 0.01236 0.00479 -0.1289 0.5112 0.5084 2.500 0.8341 0.01263 0.00503 -0.1283 0.4972 0.5355 3.000 0.8860 0.01275 0.00530 -0.1274 0.4832 0.5683 3.500 0.9386 0.01299 0.00566 -0.1267 0.4707 0.6124 4.000 0.9895 0.01316 0.00604 -0.1256 0.4583 0.6780 4.500 1.0351 0.01321 0.00650 -0.1232 0.4468 0.7884 5.000 1.0777 0.01327 0.00675 -0.1200 0.4359 1.0000 5.500 1.1292 0.01370 0.00720 -0.1192 0.4247 1.0000 6.500 1.2296 0.01470 0.00818 -0.1172 0.4027 1.0000 7.000 1.2805 0.01537 0.00874 -0.1164 0.3917 1.0000 7.500 1.3245 0.01578 0.00930 -0.1142 0.3811 1.0000 8.000 1.3714 0.01645 0.00993 -0.1127 0.3701 1.0000 8.500 1.4108 0.01691 0.01053 -0.1097 0.3589 1.0000 9.000 1.4494 0.01755 0.01120 -0.1067 0.3474 1.0000 9.500 1.4804 0.01811 0.01183 -0.1023 0.3353 1.0000 10.000 1.5083 0.01877 0.01261 -0.0976 0.3219 1.0000 10.500 1.5327 0.01957 0.01347 -0.0925 0.3069 1.0000 11.000 1.5542 0.02060 0.01453 -0.0874 0.2914 1.0000 11.500 1.5720 0.02188 0.01587 -0.0822 0.2747 1.0000 12.000 1.5856 0.02354 0.01762 -0.0770 0.2556 1.0000 12.500 1.5947 0.02573 0.01987 -0.0721 0.2325 1.0000 13.000 1.5934 0.02894 0.02306 -0.0671 0.2072 1.0000 13.500 1.5894 0.03293 0.02705 -0.0631 0.1835 1.0000 14.000 1.5797 0.03797 0.03211 -0.0600 0.1623 1.0000 14.500 1.5667 0.04396 0.03814 -0.0579 0.1450 1.0000 15.000 1.5542 0.05055 0.04482 -0.0570 0.1288 1.0000 15.500 1.5384 0.05814 0.05250 -0.0570 0.1145 1.0000 16.000 1.5199 0.06665 0.06111 -0.0580 0.1016 1.0000 16.500 1.5019 0.07571 0.07028 -0.0599 0.0909 1.0000 17.000 1.4831 0.08539 0.08006 -0.0625 0.0810 1.0000 17.500 1.4663 0.09520 0.08999 -0.0656 0.0722 1.0000 18.000 1.4524 0.10490 0.09982 -0.0691 0.0633 1.0000 18.500 1.4386 0.11478 0.10982 -0.0730 0.0557 1.0000 19.000 1.4265 0.12453 0.11968 -0.0773 0.0488 1.0000 19.500 1.4165 0.13399 0.12924 -0.0818 0.0431 1.0000 20.000 1.4080 0.14317 0.13854 -0.0864 0.0383 1.0000 20.500 1.4012 0.15206 0.14755 -0.0912 0.0343 1.0000 21.000 1.3956 0.16068 0.15628 -0.0960 0.0309 1.0000 21.500 1.3902 0.16922 0.16490 -0.1011 0.0280 1.0000 22.000 1.3872 0.17732 0.17313 -0.1062 0.0253 1.0000 22.500 1.3843 0.18537 0.18131 -0.1114 0.0229 1.0000 23.000 1.3802 0.19361 0.18964 -0.1169 0.0211 1.0000 23.500 1.3776 0.20159 0.19777 -0.1224 0.0190 1.0000 24.000 1.3743 0.20964 0.20594 -0.1281 0.0173 1.0000 24.500 1.3690 0.21816 0.21456 -0.1343 0.0156 1.0000 25.000 1.3635 0.22675 0.22332 -0.1406 0.0138 1.0000 25.500 1.3564 0.23569 0.23236 -0.1473 0.0121 1.0000 26.000 1.3466 0.24543 0.24219 -0.1546 0.0101 1.0000 26.500 1.3395 0.25456 0.25137 -0.1615 0.0085 1.0000 27.000 1.3341 0.26341 0.26035 -0.1681 0.0072 1.0000 27.500 1.3345 0.27054 0.26752 -0.1737 0.0066 1.0000 28.000 1.3327 0.27837 0.27547 -0.1797 0.0061 1.0000 28.500 1.3224 0.28911 0.28641 -0.1873 0.0059 1.0000