XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 855 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 0.5176 0.01147 0.00431 -0.1196 0.6199 0.5902 0.500 0.5732 0.01165 0.00441 -0.1197 0.6086 0.6028 1.000 0.6265 0.01171 0.00451 -0.1193 0.5979 0.6152 1.500 0.6832 0.01197 0.00469 -0.1197 0.5884 0.6297 2.000 0.7351 0.01205 0.00490 -0.1190 0.5782 0.6452 2.500 0.7915 0.01230 0.00514 -0.1193 0.5693 0.6623 3.000 0.8429 0.01245 0.00547 -0.1186 0.5608 0.6831 3.500 0.8958 0.01262 0.00574 -0.1181 0.5519 0.7075 4.000 0.9494 0.01293 0.00619 -0.1179 0.5440 0.7384 4.500 0.9977 0.01304 0.00657 -0.1165 0.5352 0.7803 5.000 1.0463 0.01321 0.00696 -0.1149 0.5270 0.8462 5.500 1.0978 0.01323 0.00731 -0.1141 0.5169 1.0000 6.000 1.1515 0.01358 0.00758 -0.1140 0.5056 1.0000 6.500 1.1935 0.01374 0.00787 -0.1114 0.4916 1.0000 7.000 1.2397 0.01407 0.00823 -0.1097 0.4788 1.0000 7.500 1.2816 0.01431 0.00856 -0.1071 0.4651 1.0000 8.000 1.3186 0.01460 0.00901 -0.1037 0.4503 1.0000 8.500 1.3502 0.01489 0.00940 -0.0991 0.4334 1.0000 9.000 1.3729 0.01524 0.00985 -0.0928 0.4128 1.0000 9.500 1.3926 0.01579 0.01048 -0.0863 0.3869 1.0000 10.000 1.4056 0.01671 0.01139 -0.0792 0.3515 1.0000 10.500 1.4010 0.01848 0.01296 -0.0700 0.2969 1.0000 11.000 1.3788 0.02162 0.01579 -0.0600 0.2342 1.0000 11.500 1.3560 0.02570 0.01964 -0.0519 0.1839 1.0000 12.000 1.3372 0.03042 0.02421 -0.0461 0.1458 1.0000 12.500 1.3238 0.03549 0.02921 -0.0422 0.1184 1.0000 13.000 1.3124 0.04098 0.03465 -0.0395 0.0945 1.0000 14.000 1.3004 0.05231 0.04600 -0.0369 0.0625 1.0000 14.500 1.2981 0.05813 0.05189 -0.0364 0.0507 1.0000 15.000 1.2969 0.06414 0.05797 -0.0365 0.0409 1.0000 15.500 1.2950 0.07054 0.06446 -0.0371 0.0333 1.0000 16.000 1.2908 0.07754 0.07152 -0.0381 0.0232 1.0000 16.500 1.2755 0.08647 0.08050 -0.0400 0.0135 1.0000 17.000 1.2599 0.09597 0.09014 -0.0426 0.0096 1.0000 17.500 1.2512 0.10483 0.09923 -0.0455 0.0083 1.0000 18.000 1.2401 0.11426 0.10885 -0.0492 0.0076 1.0000 18.500 1.2312 0.12354 0.11835 -0.0530 0.0071 1.0000 19.000 1.2245 0.13250 0.12752 -0.0571 0.0066 1.0000 19.500 1.2192 0.14121 0.13641 -0.0613 0.0063 1.0000 20.000 1.2162 0.14946 0.14481 -0.0656 0.0061 1.0000 20.500 1.2144 0.15723 0.15270 -0.0698 0.0058 1.0000 21.000 1.2157 0.16431 0.15992 -0.0736 0.0057 1.0000 21.500 1.2139 0.17229 0.16812 -0.0783 0.0056 1.0000 22.000 1.2082 0.18121 0.17731 -0.0838 0.0056 1.0000 22.500 1.1992 0.19104 0.18740 -0.0902 0.0056 1.0000 23.000 1.1874 0.20174 0.19834 -0.0972 0.0056 1.0000 23.500 1.1716 0.21383 0.21067 -0.1052 0.0057 1.0000