XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 678 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 0.6742 0.01125 0.00571 -0.1666 0.7537 0.7970 0.500 0.7488 0.01147 0.00577 -0.1709 0.7474 0.8114 1.000 0.8013 0.01177 0.00604 -0.1705 0.7400 0.8247 1.500 0.8557 0.01201 0.00625 -0.1706 0.7328 0.8359 2.000 0.9297 0.01239 0.00651 -0.1750 0.7251 0.8459 2.500 0.9679 0.01264 0.00683 -0.1719 0.7164 0.8557 3.000 1.0277 0.01296 0.00714 -0.1732 0.7080 0.8648 3.500 1.0795 0.01336 0.00758 -0.1731 0.6996 0.8734 4.000 1.1247 0.01359 0.00790 -0.1713 0.6900 0.8827 5.000 1.2168 0.01415 0.00862 -0.1684 0.6702 0.9019 5.500 1.2704 0.01442 0.00896 -0.1685 0.6592 0.9111 6.000 1.3000 0.01441 0.00909 -0.1634 0.6470 0.9226 6.500 1.3268 0.01444 0.00927 -0.1578 0.6347 0.9378 7.000 1.3660 0.01435 0.00925 -0.1547 0.6207 0.9567 8.000 1.4168 0.01493 0.01014 -0.1446 0.5817 1.0000 8.500 1.4328 0.01567 0.01100 -0.1381 0.5512 1.0000 9.000 1.4400 0.01691 0.01211 -0.1302 0.5005 1.0000 9.500 1.4320 0.01931 0.01411 -0.1206 0.4270 1.0000 10.000 1.4212 0.02252 0.01694 -0.1115 0.3591 1.0000 10.500 1.4163 0.02592 0.02008 -0.1043 0.3011 1.0000 11.000 1.4153 0.02952 0.02350 -0.0983 0.2530 1.0000 11.500 1.4152 0.03347 0.02730 -0.0932 0.2078 1.0000 12.000 1.4162 0.03779 0.03146 -0.0891 0.1669 1.0000 12.500 1.4178 0.04243 0.03595 -0.0857 0.1275 1.0000 13.000 1.4216 0.04720 0.04060 -0.0831 0.0940 1.0000 13.500 1.4242 0.05232 0.04561 -0.0808 0.0641 1.0000 14.000 1.4221 0.05824 0.05143 -0.0788 0.0371 1.0000 14.500 1.4108 0.06563 0.05876 -0.0770 0.0201 1.0000 15.000 1.4081 0.07242 0.06574 -0.0762 0.0162 1.0000 15.500 1.4038 0.07975 0.07326 -0.0760 0.0146 1.0000 16.000 1.4013 0.08715 0.08091 -0.0763 0.0135 1.0000 16.500 1.3962 0.09517 0.08909 -0.0774 0.0128 1.0000 17.000 1.3925 0.10309 0.09719 -0.0788 0.0124 1.0000 17.500 1.3947 0.11019 0.10452 -0.0802 0.0119 1.0000 18.000 1.3998 0.11672 0.11125 -0.0818 0.0116 1.0000 18.500 1.4073 0.12276 0.11748 -0.0833 0.0113 1.0000 19.000 1.4156 0.12861 0.12354 -0.0850 0.0110 1.0000 19.500 1.4221 0.13470 0.12981 -0.0873 0.0107 1.0000 20.000 1.4283 0.14058 0.13585 -0.0896 0.0102 1.0000 20.500 1.4181 0.15000 0.14568 -0.0946 0.0101 1.0000 21.000 1.4059 0.15988 0.15594 -0.1002 0.0099 1.0000 21.500 1.3901 0.17068 0.16711 -0.1070 0.0099 1.0000 22.000 1.3695 0.18287 0.17967 -0.1152 0.0099 1.0000 22.500 1.3457 0.19627 0.19340 -0.1247 0.0100 1.0000 23.000 1.3189 0.21108 0.20850 -0.1354 0.0101 1.0000 23.500 1.2928 0.22646 0.22411 -0.1464 0.0103 1.0000