XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 656 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 0.5611 0.01593 0.01048 -0.1065 0.6908 0.8638 1.000 0.6001 0.01629 0.01090 -0.1038 0.6844 0.8778 1.500 0.6424 0.01648 0.01109 -0.1011 0.6785 0.8928 2.000 0.6863 0.01636 0.01095 -0.0982 0.6738 0.9096 2.500 0.7388 0.01627 0.01078 -0.0972 0.6697 0.9224 3.000 0.7676 0.01659 0.01122 -0.0927 0.6615 0.9369 3.500 0.8143 0.01643 0.01107 -0.0911 0.6546 0.9494 4.000 0.8787 0.01593 0.01054 -0.0926 0.6496 0.9598 4.500 0.9394 0.01589 0.01052 -0.0940 0.6429 0.9716 5.000 1.0030 0.01585 0.01059 -0.0964 0.6336 0.9813 5.500 1.0809 0.01527 0.01000 -0.1009 0.6271 0.9878 6.000 1.1495 0.01521 0.01006 -0.1044 0.6169 0.9976 6.500 1.1932 0.01473 0.00961 -0.1026 0.6065 1.0000 7.000 1.2357 0.01460 0.00959 -0.1009 0.5942 1.0000 7.500 1.2929 0.01418 0.00918 -0.1016 0.5807 1.0000 8.000 1.3216 0.01433 0.00946 -0.0974 0.5618 1.0000 8.500 1.3510 0.01462 0.00978 -0.0935 0.5387 1.0000 9.000 1.3701 0.01540 0.01055 -0.0882 0.5099 1.0000 9.500 1.3785 0.01686 0.01191 -0.0819 0.4744 1.0000 10.000 1.3807 0.01899 0.01392 -0.0756 0.4373 1.0000 10.500 1.3791 0.02170 0.01646 -0.0696 0.4006 1.0000 11.000 1.3773 0.02479 0.01947 -0.0642 0.3646 1.0000 11.500 1.3762 0.02813 0.02270 -0.0596 0.3310 1.0000 12.000 1.3766 0.03171 0.02620 -0.0556 0.2981 1.0000 12.500 1.3775 0.03554 0.02992 -0.0522 0.2674 1.0000 13.000 1.3825 0.03937 0.03372 -0.0495 0.2378 1.0000 13.500 1.3851 0.04364 0.03791 -0.0472 0.2104 1.0000 14.000 1.3896 0.04804 0.04228 -0.0453 0.1849 1.0000 14.500 1.3953 0.05256 0.04680 -0.0439 0.1612 1.0000 15.000 1.3993 0.05749 0.05171 -0.0429 0.1400 1.0000 15.500 1.4004 0.06301 0.05722 -0.0422 0.1213 1.0000 16.000 1.4040 0.06854 0.06281 -0.0420 0.1046 1.0000 16.500 1.4055 0.07457 0.06891 -0.0422 0.0897 1.0000 17.000 1.4040 0.08124 0.07564 -0.0429 0.0771 1.0000 17.500 1.3998 0.08856 0.08302 -0.0441 0.0664 1.0000 18.000 1.3948 0.09623 0.09078 -0.0458 0.0575 1.0000 18.500 1.3907 0.10404 0.09873 -0.0480 0.0499 1.0000 19.000 1.3853 0.11219 0.10702 -0.0507 0.0437 1.0000 19.500 1.3792 0.12054 0.11549 -0.0538 0.0385 1.0000 20.000 1.3736 0.12887 0.12395 -0.0574 0.0341 1.0000 20.500 1.3697 0.13702 0.13229 -0.0613 0.0303 1.0000 21.000 1.3651 0.14522 0.14066 -0.0654 0.0270 1.0000 21.500 1.3603 0.15342 0.14899 -0.0699 0.0242 1.0000 22.000 1.3563 0.16138 0.15701 -0.0746 0.0216 1.0000 22.500 1.3497 0.17016 0.16606 -0.0801 0.0192 1.0000 23.000 1.3430 0.17880 0.17486 -0.0858 0.0171 1.0000 23.500 1.3387 0.18688 0.18301 -0.0913 0.0153 1.0000 24.000 1.3314 0.19578 0.19216 -0.0975 0.0137 1.0000 24.500 1.3279 0.20361 0.20002 -0.1033 0.0123 1.0000 25.000 1.3186 0.21309 0.20978 -0.1101 0.0112 1.0000 25.500 1.3176 0.22025 0.21694 -0.1157 0.0100 1.0000 26.000 1.3041 0.23079 0.22779 -0.1233 0.0093 1.0000 26.500 1.2931 0.24086 0.23806 -0.1308 0.0086 1.0000 27.000 1.2941 0.24743 0.24461 -0.1362 0.0077 1.0000 27.500 1.2623 0.26414 0.26168 -0.1473 0.0075 1.0000