XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 655 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5172 0.01608 0.01039 -0.0989 0.6877 0.8024 1.000 0.5591 0.01636 0.01077 -0.0964 0.6815 0.8133 1.500 0.6102 0.01644 0.01085 -0.0957 0.6750 0.8235 2.000 0.6654 0.01637 0.01076 -0.0955 0.6699 0.8319 2.500 0.7307 0.01647 0.01075 -0.0978 0.6650 0.8399 3.000 0.7687 0.01658 0.01102 -0.0948 0.6569 0.8470 3.500 0.8242 0.01640 0.01085 -0.0950 0.6497 0.8546 4.000 0.8913 0.01605 0.01044 -0.0974 0.6441 0.8608 4.500 0.9325 0.01611 0.01065 -0.0949 0.6350 0.8679 5.000 0.9888 0.01577 0.01034 -0.0953 0.6262 0.8754 5.500 1.0517 0.01538 0.00994 -0.0967 0.6186 0.8818 6.000 1.0889 0.01519 0.00994 -0.0934 0.6064 0.8903 6.500 1.1496 0.01474 0.00948 -0.0945 0.5961 0.8981 7.000 1.1794 0.01448 0.00941 -0.0896 0.5813 0.9094 7.500 1.2106 0.01431 0.00935 -0.0852 0.5648 0.9217 8.000 1.2269 0.01415 0.00928 -0.0779 0.5458 0.9412 8.500 1.2517 0.01434 0.00955 -0.0730 0.5204 0.9783 9.000 1.2859 0.01512 0.01022 -0.0713 0.4874 1.0000 9.500 1.3018 0.01673 0.01174 -0.0671 0.4495 1.0000 10.000 1.3092 0.01894 0.01380 -0.0622 0.4121 1.0000 10.500 1.3108 0.02166 0.01635 -0.0571 0.3764 1.0000 11.000 1.3138 0.02461 0.01922 -0.0526 0.3424 1.0000 11.500 1.3143 0.02791 0.02238 -0.0484 0.3105 1.0000 12.000 1.3199 0.03120 0.02563 -0.0451 0.2799 1.0000 12.500 1.3237 0.03484 0.02917 -0.0421 0.2511 1.0000 13.000 1.3283 0.03869 0.03294 -0.0396 0.2243 1.0000 13.500 1.3362 0.04253 0.03678 -0.0377 0.1993 1.0000 14.000 1.3428 0.04672 0.04094 -0.0360 0.1761 1.0000 14.500 1.3481 0.05123 0.04542 -0.0347 0.1549 1.0000 15.000 1.3520 0.05615 0.05030 -0.0338 0.1357 1.0000 15.500 1.3583 0.06109 0.05530 -0.0334 0.1184 1.0000 16.000 1.3622 0.06653 0.06079 -0.0333 0.1030 1.0000 16.500 1.3640 0.07246 0.06677 -0.0336 0.0897 1.0000 17.000 1.3639 0.07889 0.07325 -0.0343 0.0785 1.0000 17.500 1.3623 0.08579 0.08024 -0.0355 0.0689 1.0000 18.000 1.3598 0.09305 0.08760 -0.0372 0.0609 1.0000 18.500 1.3569 0.10061 0.09528 -0.0394 0.0540 1.0000 19.000 1.3533 0.10841 0.10321 -0.0420 0.0481 1.0000 19.500 1.3494 0.11635 0.11129 -0.0450 0.0431 1.0000 20.000 1.3455 0.12434 0.11939 -0.0484 0.0390 1.0000 20.500 1.3426 0.13213 0.12725 -0.0520 0.0354 1.0000 21.000 1.3405 0.13997 0.13531 -0.0560 0.0321 1.0000 21.500 1.3379 0.14773 0.14320 -0.0602 0.0293 1.0000 22.000 1.3362 0.15533 0.15088 -0.0647 0.0267 1.0000 22.500 1.3323 0.16344 0.15921 -0.0696 0.0244 1.0000 23.000 1.3323 0.17049 0.16631 -0.0742 0.0223 1.0000 23.500 1.3257 0.17919 0.17525 -0.0801 0.0205 1.0000 24.000 1.3254 0.18625 0.18238 -0.0850 0.0188 1.0000 24.500 1.3171 0.19529 0.19167 -0.0915 0.0174 1.0000 25.000 1.3205 0.20137 0.19774 -0.0961 0.0160 1.0000 25.500 1.3041 0.21235 0.20906 -0.1041 0.0150 1.0000 26.000 1.2971 0.22108 0.21793 -0.1108 0.0139 1.0000 26.500 1.2915 0.22928 0.22624 -0.1172 0.0130 1.0000 27.000 1.2538 0.24625 0.24361 -0.1290 0.0125 1.0000