XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 583 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 0.4466 0.01509 0.00943 -0.0804 0.6694 0.8828 0.500 0.4930 0.01521 0.00952 -0.0790 0.6638 0.8902 1.000 0.5362 0.01516 0.00944 -0.0775 0.6570 0.8978 1.500 0.5884 0.01499 0.00919 -0.0772 0.6511 0.9018 2.000 0.6471 0.01504 0.00911 -0.0783 0.6454 0.9056 2.500 0.6882 0.01508 0.00922 -0.0763 0.6384 0.9114 3.000 0.7389 0.01505 0.00919 -0.0763 0.6311 0.9156 3.500 0.7974 0.01488 0.00893 -0.0773 0.6247 0.9187 4.000 0.8417 0.01495 0.00908 -0.0757 0.6168 0.9236 4.500 0.8894 0.01484 0.00902 -0.0748 0.6079 0.9282 5.000 0.9522 0.01474 0.00885 -0.0768 0.6004 0.9317 5.500 0.9886 0.01473 0.00900 -0.0738 0.5905 0.9379 6.000 1.0407 0.01451 0.00881 -0.0736 0.5811 0.9430 6.500 1.0836 0.01451 0.00890 -0.0718 0.5706 0.9497 7.000 1.1285 0.01431 0.00878 -0.0703 0.5589 0.9566 7.500 1.1666 0.01431 0.00892 -0.0677 0.5460 0.9670 8.000 1.2217 0.01427 0.00890 -0.0684 0.5316 0.9761 8.500 1.2664 0.01451 0.00931 -0.0678 0.5131 0.9955 9.000 1.2925 0.01492 0.00981 -0.0640 0.4936 1.0000 9.500 1.3209 0.01564 0.01055 -0.0609 0.4709 1.0000 10.000 1.3429 0.01675 0.01164 -0.0571 0.4452 1.0000 10.500 1.3557 0.01836 0.01326 -0.0524 0.4182 1.0000 11.000 1.3623 0.02047 0.01539 -0.0474 0.3893 1.0000 11.500 1.3633 0.02315 0.01800 -0.0423 0.3593 1.0000 12.000 1.3622 0.02628 0.02109 -0.0376 0.3291 1.0000 12.500 1.3585 0.02992 0.02469 -0.0334 0.2978 1.0000 13.000 1.3523 0.03407 0.02873 -0.0296 0.2676 1.0000 13.500 1.3501 0.03833 0.03299 -0.0268 0.2376 1.0000 14.000 1.3451 0.04313 0.03771 -0.0244 0.2096 1.0000 14.500 1.3433 0.04801 0.04258 -0.0227 0.1834 1.0000 15.000 1.3403 0.05331 0.04786 -0.0214 0.1580 1.0000 15.500 1.3348 0.05920 0.05372 -0.0206 0.1351 1.0000 16.000 1.3316 0.06518 0.05972 -0.0204 0.1131 1.0000 16.500 1.3249 0.07191 0.06645 -0.0207 0.0939 1.0000 17.000 1.3170 0.07915 0.07370 -0.0216 0.0768 1.0000 17.500 1.3095 0.08670 0.08131 -0.0231 0.0621 1.0000 18.000 1.2997 0.09488 0.08954 -0.0251 0.0507 1.0000 18.500 1.2910 0.10321 0.09795 -0.0277 0.0412 1.0000 19.000 1.2807 0.11197 0.10682 -0.0308 0.0346 1.0000 19.500 1.2737 0.12041 0.11541 -0.0342 0.0285 1.0000 20.000 1.2659 0.12909 0.12422 -0.0381 0.0236 1.0000 20.500 1.2573 0.13795 0.13322 -0.0424 0.0198 1.0000 21.000 1.2483 0.14694 0.14237 -0.0471 0.0168 1.0000 21.500 1.2389 0.15605 0.15165 -0.0522 0.0141 1.0000 22.000 1.2296 0.16516 0.16090 -0.0575 0.0119 1.0000 22.500 1.2210 0.17411 0.16997 -0.0630 0.0103 1.0000 23.000 1.2136 0.18292 0.17890 -0.0686 0.0087 1.0000 23.500 1.2084 0.19130 0.18747 -0.0741 0.0074 1.0000 24.000 1.2057 0.19905 0.19529 -0.0794 0.0066 1.0000 25.000 1.1990 0.21502 0.21165 -0.0905 0.0055 1.0000 25.500 1.1943 0.22343 0.22023 -0.0964 0.0052 1.0000 26.000 1.1900 0.23170 0.22863 -0.1024 0.0049 1.0000 26.500 1.1824 0.24087 0.23795 -0.1089 0.0047 1.0000