XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 585 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 0.5043 0.01302 0.00764 -0.1054 0.7299 0.8574 0.500 0.5588 0.01291 0.00741 -0.1052 0.7229 0.8636 1.000 0.6102 0.01298 0.00743 -0.1048 0.7147 0.8700 1.500 0.6662 0.01293 0.00733 -0.1055 0.7054 0.8761 2.000 0.7265 0.01285 0.00713 -0.1067 0.6974 0.8803 2.500 0.7717 0.01282 0.00719 -0.1051 0.6872 0.8860 3.000 0.8308 0.01271 0.00702 -0.1061 0.6778 0.8909 3.500 0.8832 0.01274 0.00711 -0.1061 0.6666 0.8969 4.000 0.9357 0.01256 0.00692 -0.1056 0.6555 0.9019 4.500 0.9834 0.01255 0.00701 -0.1045 0.6428 0.9083 5.000 1.0414 0.01250 0.00692 -0.1053 0.6300 0.9145 5.500 1.0786 0.01240 0.00698 -0.1019 0.6141 0.9228 6.000 1.1226 0.01240 0.00707 -0.1000 0.5969 0.9316 6.500 1.1600 0.01238 0.00713 -0.0966 0.5777 0.9428 7.000 1.1939 0.01245 0.00729 -0.0927 0.5556 0.9605 7.500 1.2370 0.01271 0.00762 -0.0912 0.5277 1.0000 8.500 1.3000 0.01428 0.00911 -0.0849 0.4582 1.0000 9.000 1.3190 0.01557 0.01031 -0.0799 0.4185 1.0000 9.500 1.3298 0.01728 0.01190 -0.0740 0.3775 1.0000 10.000 1.3355 0.01945 0.01394 -0.0679 0.3365 1.0000 10.500 1.3392 0.02204 0.01639 -0.0623 0.2965 1.0000 11.000 1.3441 0.02489 0.01916 -0.0576 0.2579 1.0000 11.500 1.3487 0.02805 0.02224 -0.0534 0.2217 1.0000 12.000 1.3523 0.03157 0.02568 -0.0497 0.1884 1.0000 12.500 1.3549 0.03548 0.02951 -0.0464 0.1571 1.0000 13.000 1.3582 0.03964 0.03361 -0.0438 0.1273 1.0000 13.500 1.3594 0.04431 0.03823 -0.0417 0.1005 1.0000 14.000 1.3595 0.04943 0.04331 -0.0400 0.0768 1.0000 14.500 1.3579 0.05509 0.04894 -0.0390 0.0563 1.0000 15.000 1.3554 0.06122 0.05509 -0.0385 0.0410 1.0000 15.500 1.3528 0.06776 0.06169 -0.0386 0.0297 1.0000 16.000 1.3479 0.07498 0.06903 -0.0394 0.0218 1.0000 16.500 1.3385 0.08332 0.07753 -0.0410 0.0159 1.0000 17.000 1.3241 0.09286 0.08725 -0.0435 0.0122 1.0000 17.500 1.3074 0.10332 0.09793 -0.0470 0.0097 1.0000 19.000 1.2675 0.13455 0.12989 -0.0607 0.0062 1.0000 19.500 1.2575 0.14451 0.14001 -0.0660 0.0057 1.0000 20.000 1.2507 0.15376 0.14946 -0.0710 0.0052 1.0000 20.500 1.2470 0.16256 0.15850 -0.0761 0.0049 1.0000 21.000 1.2428 0.17143 0.16761 -0.0815 0.0047 1.0000 21.500 1.2368 0.18085 0.17727 -0.0875 0.0045 1.0000 22.000 1.2290 0.19081 0.18747 -0.0940 0.0044 1.0000 22.500 1.2167 0.20222 0.19915 -0.1017 0.0044 1.0000 23.000 1.1968 0.21621 0.21345 -0.1110 0.0045 1.0000 23.500 1.1572 0.23779 0.23538 -0.1241 0.0049 1.0000