XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 560 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 0.6553 0.01205 0.00447 -0.1544 0.5892 0.3996 0.500 0.7088 0.01224 0.00458 -0.1537 0.5712 0.4170 1.000 0.7618 0.01236 0.00471 -0.1530 0.5544 0.4347 1.500 0.8146 0.01251 0.00488 -0.1522 0.5384 0.4544 2.000 0.8677 0.01273 0.00510 -0.1515 0.5235 0.4754 2.500 0.9210 0.01299 0.00534 -0.1509 0.5095 0.5002 3.000 0.9726 0.01316 0.00565 -0.1499 0.4958 0.5284 3.500 1.0257 0.01348 0.00601 -0.1494 0.4835 0.5658 4.000 1.0764 0.01365 0.00639 -0.1482 0.4711 0.6156 4.500 1.1267 0.01387 0.00689 -0.1471 0.4597 0.6988 5.000 1.1618 0.01378 0.00726 -0.1423 0.4491 0.8736 5.500 1.2116 0.01415 0.00764 -0.1410 0.4383 1.0000 6.000 1.2614 0.01463 0.00808 -0.1399 0.4273 1.0000 6.500 1.3109 0.01519 0.00866 -0.1388 0.4168 1.0000 7.000 1.3578 0.01571 0.00916 -0.1371 0.4060 1.0000 7.500 1.4033 0.01631 0.00981 -0.1353 0.3954 1.0000 8.000 1.4462 0.01687 0.01037 -0.1330 0.3843 1.0000 8.500 1.4830 0.01745 0.01106 -0.1295 0.3734 1.0000 9.000 1.5219 0.01816 0.01171 -0.1266 0.3617 1.0000 9.500 1.5503 0.01873 0.01250 -0.1217 0.3506 1.0000 10.000 1.5829 0.01955 0.01332 -0.1179 0.3388 1.0000 10.500 1.6068 0.02036 0.01425 -0.1128 0.3255 1.0000 11.000 1.6294 0.02138 0.01541 -0.1078 0.3112 1.0000 11.500 1.6481 0.02269 0.01680 -0.1026 0.2961 1.0000 12.000 1.6616 0.02437 0.01854 -0.0973 0.2790 1.0000 12.500 1.6697 0.02658 0.02082 -0.0921 0.2584 1.0000 13.000 1.6710 0.02960 0.02385 -0.0870 0.2348 1.0000 13.500 1.6681 0.03345 0.02771 -0.0826 0.2133 1.0000 14.000 1.6629 0.03805 0.03237 -0.0792 0.1920 1.0000 14.500 1.6523 0.04373 0.03809 -0.0766 0.1710 1.0000 15.000 1.6360 0.05061 0.04501 -0.0750 0.1525 1.0000 15.500 1.6169 0.05853 0.05299 -0.0745 0.1359 1.0000 16.000 1.6000 0.06686 0.06142 -0.0750 0.1211 1.0000 16.500 1.5818 0.07592 0.07059 -0.0764 0.1079 1.0000 17.000 1.5634 0.08556 0.08033 -0.0785 0.0963 1.0000 17.500 1.5458 0.09546 0.09035 -0.0813 0.0858 1.0000 18.000 1.5292 0.10558 0.10057 -0.0847 0.0763 1.0000 18.500 1.5141 0.11562 0.11070 -0.0884 0.0676 1.0000 19.000 1.5013 0.12538 0.12056 -0.0925 0.0599 1.0000 19.500 1.4919 0.13462 0.12991 -0.0966 0.0529 1.0000 20.000 1.4834 0.14368 0.13908 -0.1010 0.0466 1.0000 20.500 1.4760 0.15253 0.14803 -0.1056 0.0411 1.0000 21.000 1.4695 0.16117 0.15678 -0.1104 0.0366 1.0000 21.500 1.4635 0.16967 0.16538 -0.1153 0.0327 1.0000 22.000 1.4579 0.17810 0.17391 -0.1205 0.0290 1.0000 22.500 1.4519 0.18657 0.18247 -0.1260 0.0257 1.0000 23.000 1.4457 0.19510 0.19112 -0.1317 0.0224 1.0000 23.500 1.4373 0.20408 0.20020 -0.1379 0.0191 1.0000 24.000 1.4280 0.21328 0.20950 -0.1444 0.0160 1.0000 24.500 1.4196 0.22226 0.21854 -0.1509 0.0136 1.0000 25.000 1.4145 0.23049 0.22685 -0.1571 0.0117 1.0000 25.500 1.4145 0.23745 0.23391 -0.1624 0.0107 1.0000 26.000 1.4157 0.24409 0.24061 -0.1676 0.0099 1.0000 26.500 1.4207 0.24949 0.24601 -0.1720 0.0092 1.0000 27.000 1.4220 0.25601 0.25270 -0.1772 0.0089 1.0000 27.500 1.4198 0.26341 0.26028 -0.1832 0.0085 1.0000 28.000 1.4159 0.27129 0.26834 -0.1894 0.0083 1.0000 28.500 1.4006 0.28272 0.28002 -0.1980 0.0083 1.0000