XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 562 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 0.5620 0.01084 0.00382 -0.1351 0.6431 0.4854 0.500 0.6149 0.01101 0.00388 -0.1343 0.6195 0.5036 1.000 0.6677 0.01121 0.00401 -0.1335 0.5971 0.5231 1.500 0.7199 0.01137 0.00416 -0.1325 0.5757 0.5433 2.000 0.7719 0.01155 0.00436 -0.1316 0.5554 0.5653 2.500 0.8237 0.01174 0.00460 -0.1306 0.5360 0.5896 3.000 0.8754 0.01197 0.00488 -0.1297 0.5175 0.6178 3.500 0.9262 0.01219 0.00521 -0.1286 0.5001 0.6515 4.000 0.9766 0.01245 0.00558 -0.1274 0.4835 0.6962 4.500 1.0239 0.01263 0.00597 -0.1254 0.4672 0.7626 5.000 1.0573 0.01256 0.00631 -0.1202 0.4526 0.8990 5.500 1.1097 0.01294 0.00666 -0.1196 0.4371 1.0000 6.000 1.1600 0.01350 0.00712 -0.1186 0.4214 1.0000 6.500 1.2070 0.01393 0.00760 -0.1170 0.4057 1.0000 7.000 1.2528 0.01444 0.00815 -0.1151 0.3896 1.0000 7.500 1.2966 0.01501 0.00874 -0.1129 0.3736 1.0000 8.000 1.3366 0.01562 0.00934 -0.1100 0.3570 1.0000 8.500 1.3695 0.01620 0.00994 -0.1058 0.3380 1.0000 9.000 1.3984 0.01683 0.01061 -0.1010 0.3150 1.0000 9.500 1.4280 0.01763 0.01144 -0.0966 0.2922 1.0000 10.000 1.4546 0.01863 0.01245 -0.0920 0.2690 1.0000 10.500 1.4754 0.01995 0.01373 -0.0868 0.2422 1.0000 11.000 1.4886 0.02177 0.01544 -0.0811 0.2078 1.0000 11.500 1.4978 0.02405 0.01763 -0.0756 0.1758 1.0000 12.000 1.5015 0.02695 0.02045 -0.0703 0.1451 1.0000 12.500 1.5030 0.03039 0.02386 -0.0658 0.1219 1.0000 13.000 1.5018 0.03447 0.02797 -0.0620 0.1022 1.0000 13.500 1.4977 0.03930 0.03283 -0.0592 0.0849 1.0000 14.000 1.4926 0.04478 0.03840 -0.0574 0.0723 1.0000 14.500 1.4848 0.05108 0.04481 -0.0566 0.0613 1.0000 15.000 1.4757 0.05811 0.05197 -0.0567 0.0526 1.0000 15.500 1.4639 0.06603 0.06003 -0.0577 0.0445 1.0000 16.000 1.4504 0.07473 0.06886 -0.0596 0.0376 1.0000 16.500 1.4373 0.08389 0.07819 -0.0622 0.0320 1.0000 17.000 1.4245 0.09343 0.08791 -0.0654 0.0280 1.0000 17.500 1.4116 0.10336 0.09802 -0.0692 0.0251 1.0000 18.000 1.3998 0.11336 0.10821 -0.0734 0.0228 1.0000 18.500 1.3911 0.12297 0.11803 -0.0777 0.0208 1.0000 19.000 1.3798 0.13316 0.12838 -0.0828 0.0194 1.0000 19.500 1.3732 0.14249 0.13793 -0.0877 0.0179 1.0000 20.000 1.3639 0.15238 0.14795 -0.0932 0.0163 1.0000 20.500 1.3593 0.16134 0.15711 -0.0985 0.0146 1.0000 21.000 1.3513 0.17099 0.16691 -0.1044 0.0133 1.0000 21.500 1.3450 0.18030 0.17641 -0.1104 0.0119 1.0000 22.000 1.3364 0.19016 0.18643 -0.1170 0.0107 1.0000 22.500 1.3260 0.20056 0.19699 -0.1241 0.0092 1.0000 23.000 1.3161 0.21092 0.20752 -0.1313 0.0079 1.0000 23.500 1.3046 0.22181 0.21853 -0.1390 0.0070 1.0000 24.000 1.2959 0.23214 0.22901 -0.1463 0.0059 1.0000 24.500 1.2906 0.24163 0.23862 -0.1531 0.0054 1.0000 25.000 1.2870 0.25071 0.24775 -0.1597 0.0050 1.0000 25.500 1.2839 0.25985 0.25705 -0.1663 0.0047 1.0000 26.000 1.2765 0.27060 0.26796 -0.1737 0.0045 1.0000