XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 793 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 0.5361 0.01115 0.00399 -0.1160 0.5678 0.5231 0.500 0.5902 0.01126 0.00411 -0.1155 0.5505 0.5521 1.000 0.6441 0.01143 0.00425 -0.1148 0.5339 0.5846 1.500 0.6977 0.01162 0.00443 -0.1142 0.5180 0.6200 2.000 0.7506 0.01173 0.00465 -0.1134 0.5029 0.6602 2.500 0.8027 0.01192 0.00494 -0.1124 0.4887 0.7045 3.000 0.8536 0.01214 0.00522 -0.1112 0.4752 0.7566 3.500 0.9000 0.01219 0.00553 -0.1089 0.4619 0.8235 4.000 0.9457 0.01222 0.00571 -0.1062 0.4500 1.0000 4.500 0.9998 0.01259 0.00602 -0.1060 0.4370 1.0000 5.000 1.0532 0.01307 0.00644 -0.1057 0.4252 1.0000 5.500 1.1050 0.01355 0.00684 -0.1051 0.4131 1.0000 6.000 1.1556 0.01402 0.00735 -0.1042 0.4016 1.0000 7.000 1.2530 0.01504 0.00838 -0.1018 0.3783 1.0000 7.500 1.3003 0.01568 0.00897 -0.1004 0.3667 1.0000 8.000 1.3436 0.01615 0.00953 -0.0983 0.3548 1.0000 8.500 1.3862 0.01680 0.01022 -0.0961 0.3432 1.0000 9.000 1.4250 0.01744 0.01085 -0.0933 0.3310 1.0000 9.500 1.4575 0.01804 0.01161 -0.0894 0.3195 1.0000 10.000 1.4891 0.01888 0.01244 -0.0855 0.3078 1.0000 10.500 1.5159 0.01965 0.01335 -0.0810 0.2956 1.0000 11.000 1.5415 0.02065 0.01446 -0.0766 0.2832 1.0000 11.500 1.5621 0.02192 0.01576 -0.0720 0.2700 1.0000 12.000 1.5796 0.02337 0.01734 -0.0673 0.2561 1.0000 12.500 1.5945 0.02520 0.01930 -0.0630 0.2414 1.0000 13.000 1.6037 0.02760 0.02179 -0.0588 0.2256 1.0000 13.500 1.6076 0.03068 0.02495 -0.0550 0.2087 1.0000 14.000 1.6062 0.03460 0.02894 -0.0518 0.1912 1.0000 14.500 1.5979 0.03964 0.03401 -0.0493 0.1731 1.0000 15.500 1.5674 0.05298 0.04745 -0.0475 0.1409 1.0000 16.000 1.5507 0.06081 0.05537 -0.0481 0.1270 1.0000 16.500 1.5332 0.06931 0.06396 -0.0495 0.1157 1.0000 17.000 1.5166 0.07820 0.07296 -0.0517 0.1056 1.0000 17.500 1.5013 0.08741 0.08230 -0.0545 0.0961 1.0000 18.000 1.4878 0.09667 0.09169 -0.0576 0.0876 1.0000 18.500 1.4747 0.10616 0.10131 -0.0613 0.0798 1.0000 19.000 1.4633 0.11554 0.11082 -0.0652 0.0730 1.0000 19.500 1.4528 0.12486 0.12024 -0.0695 0.0668 1.0000 20.000 1.4434 0.13406 0.12954 -0.0740 0.0610 1.0000 20.500 1.4350 0.14307 0.13862 -0.0787 0.0555 1.0000 21.000 1.4291 0.15170 0.14738 -0.0835 0.0502 1.0000 21.500 1.4234 0.16026 0.15607 -0.0886 0.0455 1.0000 22.000 1.4183 0.16863 0.16454 -0.0937 0.0413 1.0000 22.500 1.4145 0.17666 0.17265 -0.0989 0.0378 1.0000 23.000 1.4124 0.18432 0.18037 -0.1039 0.0348 1.0000 23.500 1.4098 0.19212 0.18832 -0.1093 0.0318 1.0000 24.000 1.4071 0.19987 0.19615 -0.1148 0.0292 1.0000 24.500 1.4043 0.20763 0.20401 -0.1205 0.0269 1.0000 25.000 1.4018 0.21530 0.21182 -0.1262 0.0248 1.0000 25.500 1.4016 0.22232 0.21886 -0.1317 0.0229 1.0000 26.000 1.3950 0.23091 0.22766 -0.1382 0.0212 1.0000 26.500 1.3954 0.23769 0.23446 -0.1438 0.0196 1.0000 27.000 1.3852 0.24721 0.24421 -0.1511 0.0181 1.0000 27.500 1.3840 0.25435 0.25139 -0.1570 0.0165 1.0000 28.000 1.3702 0.26501 0.26224 -0.1651 0.0148 1.0000 28.500 1.3561 0.27597 0.27335 -0.1734 0.0131 1.0000 29.000 1.3474 0.28559 0.28302 -0.1808 0.0112 1.0000 29.500 1.3481 0.29229 0.28969 -0.1864 0.0094 1.0000