XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 654 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 0.5865 0.01597 0.01026 -0.1274 0.6862 0.7749 0.500 0.6328 0.01627 0.01061 -0.1259 0.6805 0.7879 1.000 0.6841 0.01650 0.01084 -0.1253 0.6748 0.8002 1.500 0.7381 0.01650 0.01080 -0.1249 0.6699 0.8095 2.000 0.7996 0.01660 0.01081 -0.1262 0.6655 0.8192 2.500 0.8441 0.01690 0.01120 -0.1247 0.6588 0.8272 3.000 0.8940 0.01695 0.01130 -0.1240 0.6517 0.8355 3.500 0.9570 0.01670 0.01101 -0.1256 0.6462 0.8431 4.000 1.0155 0.01668 0.01097 -0.1263 0.6404 0.8495 4.500 1.0574 0.01679 0.01124 -0.1244 0.6313 0.8585 5.000 1.1164 0.01638 0.01085 -0.1251 0.6242 0.8652 5.500 1.1732 0.01620 0.01070 -0.1254 0.6168 0.8733 6.000 1.2160 0.01609 0.01073 -0.1235 0.6059 0.8819 6.500 1.2776 0.01554 0.01017 -0.1245 0.5972 0.8903 7.000 1.3065 0.01551 0.01035 -0.1199 0.5838 0.9023 7.500 1.3501 0.01522 0.01012 -0.1177 0.5713 0.9148 8.500 1.3889 0.01520 0.01037 -0.1051 0.5355 1.0000 9.500 1.4376 0.01725 0.01237 -0.0980 0.4806 1.0000 10.000 1.4440 0.01926 0.01427 -0.0923 0.4465 1.0000 10.500 1.4455 0.02189 0.01678 -0.0868 0.4126 1.0000 11.000 1.4442 0.02501 0.01977 -0.0815 0.3790 1.0000 11.500 1.4436 0.02843 0.02311 -0.0769 0.3477 1.0000 12.000 1.4440 0.03210 0.02671 -0.0730 0.3172 1.0000 12.500 1.4439 0.03609 0.03060 -0.0695 0.2886 1.0000 13.000 1.4475 0.04014 0.03461 -0.0668 0.2616 1.0000 13.500 1.4520 0.04438 0.03883 -0.0646 0.2354 1.0000 14.000 1.4564 0.04887 0.04329 -0.0628 0.2110 1.0000 14.500 1.4600 0.05370 0.04808 -0.0613 0.1884 1.0000 15.000 1.4623 0.05893 0.05329 -0.0603 0.1675 1.0000 15.500 1.4651 0.06438 0.05874 -0.0596 0.1485 1.0000 16.000 1.4691 0.06994 0.06435 -0.0594 0.1313 1.0000 16.500 1.4717 0.07588 0.07036 -0.0595 0.1157 1.0000 17.000 1.4720 0.08237 0.07692 -0.0601 0.1020 1.0000 17.500 1.4708 0.08930 0.08392 -0.0611 0.0898 1.0000 18.000 1.4683 0.09662 0.09133 -0.0625 0.0793 1.0000 18.500 1.4647 0.10427 0.09908 -0.0644 0.0701 1.0000 19.000 1.4600 0.11219 0.10711 -0.0668 0.0621 1.0000 19.500 1.4550 0.12028 0.11530 -0.0696 0.0554 1.0000 20.000 1.4497 0.12841 0.12350 -0.0729 0.0496 1.0000 20.500 1.4467 0.13626 0.13153 -0.0764 0.0445 1.0000 21.000 1.4436 0.14407 0.13950 -0.0801 0.0400 1.0000 21.500 1.4403 0.15185 0.14740 -0.0842 0.0361 1.0000 22.000 1.4375 0.15940 0.15500 -0.0885 0.0328 1.0000 22.500 1.4338 0.16735 0.16316 -0.0933 0.0297 1.0000 23.000 1.4307 0.17497 0.17092 -0.0981 0.0270 1.0000 23.500 1.4294 0.18213 0.17812 -0.1029 0.0246 1.0000 24.000 1.4246 0.19018 0.18641 -0.1084 0.0224 1.0000 24.500 1.4233 0.19724 0.19352 -0.1136 0.0204 1.0000 25.000 1.4149 0.20609 0.20261 -0.1201 0.0186 1.0000 25.500 1.4110 0.21373 0.21033 -0.1260 0.0169 1.0000 26.000 1.4018 0.22274 0.21956 -0.1329 0.0155 1.0000 26.500 1.3997 0.22986 0.22673 -0.1388 0.0141 1.0000 27.000 1.3845 0.24046 0.23761 -0.1470 0.0130 1.0000 27.500 1.3885 0.24596 0.24306 -0.1520 0.0117 1.0000 28.000 1.3622 0.25978 0.25724 -0.1622 0.0110 1.0000