XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER E662 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 0.3859 0.01918 0.01431 -0.0963 0.7888 0.8678 0.500 0.4421 0.01873 0.01378 -0.0946 0.7864 0.8882 1.500 0.5177 0.01858 0.01357 -0.0881 0.7679 0.9040 2.000 0.5985 0.01779 0.01272 -0.0929 0.7652 0.9071 2.500 0.6852 0.01693 0.01180 -0.0990 0.7630 0.9093 3.000 0.7331 0.01654 0.01144 -0.0978 0.7533 0.9131 4.000 0.8499 0.01538 0.01036 -0.0993 0.7353 0.9197 5.000 0.9584 0.01397 0.00908 -0.0988 0.7122 0.9259 5.500 1.0093 0.01330 0.00848 -0.0979 0.6969 0.9293 6.000 1.0539 0.01296 0.00819 -0.0960 0.6744 0.9333 6.500 1.0950 0.01283 0.00806 -0.0934 0.6441 0.9372 7.000 1.1386 0.01300 0.00813 -0.0916 0.6056 0.9415 7.500 1.1676 0.01365 0.00866 -0.0874 0.5605 0.9467 8.000 1.1882 0.01475 0.00959 -0.0822 0.5126 0.9534 8.500 1.2031 0.01616 0.01087 -0.0766 0.4645 0.9630 9.500 1.2431 0.02011 0.01454 -0.0697 0.3644 1.0000 10.000 1.2615 0.02267 0.01690 -0.0668 0.3134 1.0000 10.500 1.2749 0.02569 0.01966 -0.0636 0.2541 1.0000 11.000 1.2924 0.02865 0.02241 -0.0612 0.2056 1.0000 11.500 1.3102 0.03174 0.02533 -0.0590 0.1645 1.0000 12.000 1.3284 0.03493 0.02842 -0.0570 0.1299 1.0000 12.500 1.3450 0.03838 0.03179 -0.0552 0.1014 1.0000 13.000 1.3612 0.04201 0.03539 -0.0536 0.0784 1.0000 13.500 1.3749 0.04600 0.03939 -0.0521 0.0611 1.0000 14.000 1.3886 0.05016 0.04361 -0.0509 0.0469 1.0000 14.500 1.3988 0.05484 0.04836 -0.0498 0.0362 1.0000 15.000 1.4056 0.06011 0.05373 -0.0491 0.0277 1.0000 15.500 1.4065 0.06634 0.06007 -0.0486 0.0180 1.0000 16.000 1.3960 0.07441 0.06832 -0.0488 0.0129 1.0000 16.500 1.3846 0.08310 0.07728 -0.0498 0.0108 1.0000 17.000 1.3733 0.09217 0.08660 -0.0517 0.0098 1.0000 17.500 1.3545 0.10277 0.09743 -0.0548 0.0092 1.0000 18.000 1.3450 0.11223 0.10719 -0.0583 0.0087 1.0000 18.500 1.3360 0.12175 0.11696 -0.0623 0.0083 1.0000 19.000 1.3286 0.13108 0.12652 -0.0667 0.0080 1.0000 19.500 1.3230 0.14011 0.13578 -0.0715 0.0078 1.0000 20.000 1.3188 0.14893 0.14480 -0.0765 0.0076 1.0000 20.500 1.3150 0.15775 0.15383 -0.0820 0.0074 1.0000 21.000 1.3110 0.16667 0.16297 -0.0878 0.0073 1.0000 21.500 1.3048 0.17623 0.17277 -0.0944 0.0072 1.0000 22.000 1.2950 0.18691 0.18371 -0.1022 0.0072 1.0000 22.500 1.2760 0.20050 0.19765 -0.1123 0.0073 1.0000