XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 603 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 0.3743 0.02002 0.01415 -0.0676 0.6464 0.7758 0.500 0.4227 0.01975 0.01386 -0.0673 0.6414 0.7810 1.000 0.4739 0.01965 0.01373 -0.0668 0.6370 0.7837 1.500 0.5289 0.01967 0.01367 -0.0672 0.6329 0.7875 2.000 0.5779 0.01977 0.01380 -0.0673 0.6280 0.7914 2.500 0.6293 0.01971 0.01377 -0.0682 0.6219 0.7965 3.000 0.6906 0.01958 0.01361 -0.0710 0.6163 0.7999 3.500 0.7484 0.01926 0.01325 -0.0720 0.6116 0.8021 4.000 0.7966 0.01941 0.01349 -0.0713 0.6057 0.8048 4.500 0.8425 0.01939 0.01359 -0.0703 0.5982 0.8078 5.000 0.9025 0.01907 0.01328 -0.0718 0.5920 0.8102 5.500 0.9636 0.01894 0.01316 -0.0736 0.5852 0.8127 6.000 1.0108 0.01879 0.01315 -0.0731 0.5758 0.8160 6.500 1.0792 0.01831 0.01265 -0.0761 0.5684 0.8190 7.000 1.1260 0.01826 0.01276 -0.0757 0.5579 0.8214 7.500 1.1828 0.01763 0.01216 -0.0762 0.5483 0.8236 8.000 1.2185 0.01747 0.01220 -0.0731 0.5357 0.8262 8.500 1.2603 0.01716 0.01198 -0.0710 0.5225 0.8294 9.000 1.2903 0.01694 0.01184 -0.0669 0.5062 0.8332 9.500 1.3089 0.01724 0.01224 -0.0613 0.4862 0.8369 10.000 1.3236 0.01802 0.01310 -0.0558 0.4615 0.8404 10.500 1.3314 0.01927 0.01431 -0.0499 0.4328 0.8438 11.000 1.3264 0.02139 0.01643 -0.0431 0.4007 0.8483 11.500 1.3124 0.02464 0.01958 -0.0367 0.3624 0.8531 12.000 1.2969 0.02872 0.02352 -0.0317 0.3230 0.8574 12.500 1.2867 0.03308 0.02776 -0.0280 0.2882 0.8613 13.000 1.2724 0.03796 0.03252 -0.0246 0.2507 0.8654 13.500 1.2658 0.04271 0.03719 -0.0222 0.2215 0.8699 14.000 1.2598 0.04789 0.04226 -0.0206 0.1895 0.8747 14.500 1.2578 0.05316 0.04745 -0.0198 0.1600 0.8796 15.000 1.2613 0.05799 0.05230 -0.0193 0.1380 0.8855 15.500 1.2620 0.06331 0.05761 -0.0190 0.1188 0.8921 16.000 1.2686 0.06853 0.06290 -0.0196 0.1020 0.8989 16.500 1.2698 0.07434 0.06876 -0.0202 0.0877 0.9070 17.000 1.2737 0.08012 0.07465 -0.0211 0.0747 0.9182 17.500 1.2726 0.08639 0.08103 -0.0222 0.0625 0.9423 18.000 1.2722 0.09342 0.08813 -0.0248 0.0508 1.0000 18.500 1.2716 0.10118 0.09594 -0.0281 0.0395 1.0000 19.000 1.2681 0.10947 0.10428 -0.0317 0.0312 1.0000 19.500 1.2651 0.11777 0.11271 -0.0356 0.0259 1.0000 20.000 1.2615 0.12622 0.12130 -0.0399 0.0226 1.0000 20.500 1.2543 0.13528 0.13050 -0.0446 0.0205 1.0000 21.000 1.2515 0.14362 0.13902 -0.0493 0.0187 1.0000 21.500 1.2453 0.15250 0.14803 -0.0545 0.0175 1.0000 22.000 1.2424 0.16077 0.15646 -0.0597 0.0165 1.0000 22.500 1.2401 0.16888 0.16473 -0.0649 0.0156 1.0000 23.000 1.2374 0.17700 0.17297 -0.0704 0.0149 1.0000 23.500 1.2365 0.18467 0.18074 -0.0758 0.0143 1.0000 24.000 1.2374 0.19204 0.18829 -0.0811 0.0137 1.0000 24.500 1.2384 0.19929 0.19568 -0.0864 0.0131 1.0000 25.000 1.2351 0.20749 0.20397 -0.0927 0.0121 1.0000 25.500 1.2345 0.21500 0.21163 -0.0985 0.0115 1.0000 26.000 1.2295 0.22363 0.22045 -0.1051 0.0108 1.0000 26.500 1.2270 0.23158 0.22853 -0.1113 0.0102 1.0000 27.000 1.2264 0.23894 0.23594 -0.1174 0.0095 1.0000 27.500 1.2199 0.24797 0.24518 -0.1242 0.0092 1.0000 28.000 1.2077 0.25864 0.25608 -0.1320 0.0089 1.0000