XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 657 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 0.4823 0.01651 0.01144 -0.1076 0.7376 0.8666 0.500 0.5052 0.01700 0.01196 -0.1013 0.7285 0.8864 1.000 0.5489 0.01682 0.01173 -0.0981 0.7235 0.9053 1.500 0.6011 0.01645 0.01129 -0.0966 0.7198 0.9224 2.000 0.6172 0.01685 0.01176 -0.0893 0.7100 0.9425 2.500 0.6683 0.01655 0.01144 -0.0885 0.7032 0.9558 3.000 0.7465 0.01593 0.01076 -0.0926 0.6992 0.9638 3.500 0.8277 0.01543 0.01018 -0.0975 0.6953 0.9700 4.000 0.8825 0.01563 0.01051 -0.0986 0.6838 0.9804 4.500 0.9655 0.01486 0.00974 -0.1040 0.6773 0.9855 5.000 1.0427 0.01448 0.00939 -0.1087 0.6687 0.9909 5.500 1.1135 0.01404 0.00905 -0.1123 0.6570 0.9994 6.000 1.1338 0.01370 0.00876 -0.1058 0.6449 1.0000 6.500 1.1807 0.01319 0.00828 -0.1044 0.6305 1.0000 7.000 1.2103 0.01315 0.00832 -0.1000 0.6102 1.0000 7.500 1.2484 0.01323 0.00839 -0.0974 0.5854 1.0000 8.000 1.2706 0.01391 0.00908 -0.0924 0.5520 1.0000 8.500 1.2918 0.01494 0.00995 -0.0875 0.5124 1.0000 9.000 1.3025 0.01659 0.01143 -0.0816 0.4704 1.0000 10.000 1.3136 0.02114 0.01570 -0.0701 0.3896 1.0000 10.500 1.3194 0.02377 0.01821 -0.0652 0.3519 1.0000 11.000 1.3239 0.02670 0.02100 -0.0605 0.3159 1.0000 11.500 1.3325 0.02964 0.02388 -0.0568 0.2807 1.0000 12.000 1.3396 0.03290 0.02704 -0.0533 0.2481 1.0000 12.500 1.3485 0.03629 0.03037 -0.0503 0.2168 1.0000 13.000 1.3563 0.03998 0.03398 -0.0477 0.1882 1.0000 13.500 1.3665 0.04370 0.03768 -0.0456 0.1613 1.0000 14.500 1.3807 0.05238 0.04634 -0.0423 0.1175 1.0000 15.000 1.3857 0.05731 0.05128 -0.0412 0.0996 1.0000 15.500 1.3888 0.06271 0.05672 -0.0404 0.0845 1.0000 16.000 1.3921 0.06840 0.06249 -0.0402 0.0710 1.0000 16.500 1.3900 0.07501 0.06916 -0.0405 0.0603 1.0000 17.000 1.3869 0.08211 0.07637 -0.0413 0.0515 1.0000 17.500 1.3839 0.08949 0.08391 -0.0427 0.0442 1.0000 18.000 1.3790 0.09740 0.09198 -0.0447 0.0385 1.0000 18.500 1.3728 0.10573 0.10047 -0.0473 0.0338 1.0000 19.000 1.3658 0.11432 0.10920 -0.0504 0.0299 1.0000 19.500 1.3593 0.12297 0.11801 -0.0540 0.0266 1.0000 20.000 1.3534 0.13168 0.12695 -0.0581 0.0234 1.0000 20.500 1.3460 0.14067 0.13613 -0.0627 0.0206 1.0000 21.000 1.3381 0.14975 0.14538 -0.0678 0.0183 1.0000 21.500 1.3304 0.15886 0.15462 -0.0732 0.0162 1.0000 22.000 1.3225 0.16808 0.16408 -0.0789 0.0143 1.0000 22.500 1.3155 0.17693 0.17304 -0.0847 0.0129 1.0000 23.000 1.3083 0.18602 0.18236 -0.0908 0.0115 1.0000 23.500 1.3031 0.19447 0.19088 -0.0966 0.0104 1.0000 24.000 1.2930 0.20439 0.20107 -0.1036 0.0094 1.0000 24.500 1.2903 0.21235 0.20908 -0.1095 0.0085 1.0000 25.000 1.2792 0.22252 0.21949 -0.1168 0.0079 1.0000 25.500 1.2632 0.23431 0.23156 -0.1251 0.0075 1.0000 26.000 1.2395 0.24889 0.24639 -0.1349 0.0072 1.0000