XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 561 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 0.6643 0.01267 0.00489 -0.1504 0.5518 0.4116 0.500 0.7188 0.01281 0.00503 -0.1500 0.5392 0.4295 1.000 0.7736 0.01301 0.00515 -0.1497 0.5273 0.4482 1.500 0.8271 0.01318 0.00536 -0.1491 0.5156 0.4684 2.500 0.9349 0.01360 0.00587 -0.1482 0.4949 0.5157 3.000 0.9886 0.01382 0.00615 -0.1478 0.4850 0.5457 3.500 1.0414 0.01407 0.00656 -0.1472 0.4759 0.5845 4.000 1.0927 0.01423 0.00692 -0.1462 0.4664 0.6398 4.500 1.1437 0.01448 0.00745 -0.1452 0.4580 0.7327 5.500 1.2334 0.01484 0.00813 -0.1404 0.4407 1.0000 6.000 1.2815 0.01527 0.00865 -0.1391 0.4323 1.0000 6.500 1.3311 0.01575 0.00910 -0.1380 0.4238 1.0000 7.000 1.3810 0.01639 0.00974 -0.1371 0.4153 1.0000 7.500 1.4250 0.01685 0.01028 -0.1350 0.4065 1.0000 8.000 1.4755 0.01757 0.01093 -0.1343 0.3976 1.0000 8.500 1.5110 0.01803 0.01158 -0.1308 0.3890 1.0000 9.000 1.5517 0.01862 0.01214 -0.1282 0.3798 1.0000 9.500 1.5806 0.01925 0.01294 -0.1235 0.3706 1.0000 10.000 1.6119 0.01988 0.01359 -0.1195 0.3607 1.0000 10.500 1.6376 0.02069 0.01456 -0.1147 0.3506 1.0000 11.000 1.6644 0.02156 0.01545 -0.1104 0.3401 1.0000 11.500 1.6827 0.02268 0.01677 -0.1051 0.3293 1.0000 12.000 1.7022 0.02401 0.01811 -0.1004 0.3176 1.0000 12.500 1.7127 0.02571 0.02001 -0.0951 0.3053 1.0000 13.000 1.7222 0.02786 0.02230 -0.0903 0.2921 1.0000 13.500 1.7267 0.03060 0.02511 -0.0858 0.2780 1.0000 14.000 1.7250 0.03416 0.02872 -0.0817 0.2623 1.0000 14.500 1.7173 0.03870 0.03334 -0.0782 0.2447 1.0000 15.000 1.7060 0.04422 0.03895 -0.0757 0.2266 1.0000 15.500 1.6920 0.05064 0.04546 -0.0742 0.2090 1.0000 16.000 1.6749 0.05802 0.05294 -0.0735 0.1916 1.0000 16.500 1.6557 0.06625 0.06125 -0.0738 0.1750 1.0000 17.000 1.6342 0.07536 0.07045 -0.0749 0.1588 1.0000 17.500 1.6127 0.08498 0.08015 -0.0768 0.1435 1.0000 18.000 1.5912 0.09505 0.09029 -0.0794 0.1289 1.0000 18.500 1.5719 0.10510 0.10041 -0.0825 0.1155 1.0000 19.000 1.5539 0.11515 0.11052 -0.0860 0.1033 1.0000 19.500 1.5386 0.12491 0.12034 -0.0899 0.0923 1.0000 20.000 1.5253 0.13434 0.12982 -0.0940 0.0822 1.0000 21.000 1.5061 0.15200 0.14762 -0.1026 0.0646 1.0000 21.500 1.4988 0.16039 0.15609 -0.1071 0.0572 1.0000 22.000 1.4920 0.16866 0.16443 -0.1118 0.0508 1.0000 22.500 1.4856 0.17679 0.17264 -0.1167 0.0450 1.0000 23.000 1.4799 0.18477 0.18071 -0.1217 0.0398 1.0000 23.500 1.4746 0.19265 0.18867 -0.1268 0.0351 1.0000 24.000 1.4691 0.20055 0.19665 -0.1322 0.0309 1.0000 24.500 1.4625 0.20866 0.20485 -0.1379 0.0269 1.0000 25.000 1.4552 0.21690 0.21316 -0.1438 0.0232 1.0000 25.500 1.4462 0.22545 0.22176 -0.1501 0.0195 1.0000 27.000 1.4386 0.24652 0.24294 -0.1665 0.0131 1.0000 27.500 1.4408 0.25241 0.24891 -0.1714 0.0119 1.0000 28.000 1.4501 0.25618 0.25264 -0.1749 0.0112 1.0000 28.500 1.4491 0.26270 0.25936 -0.1803 0.0107 1.0000 29.000 1.4480 0.26918 0.26601 -0.1857 0.0103 1.0000 29.500 1.4450 0.27609 0.27308 -0.1915 0.0100 1.0000 30.000 1.4348 0.28503 0.28223 -0.1986 0.0098 1.0000