XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 856 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 0.5425 0.01293 0.00524 -0.1195 0.5533 0.5536 0.500 0.5942 0.01302 0.00533 -0.1188 0.5445 0.5647 1.000 0.6483 0.01313 0.00542 -0.1186 0.5360 0.5752 1.500 0.7031 0.01340 0.00564 -0.1186 0.5276 0.5871 2.000 0.7544 0.01349 0.00582 -0.1178 0.5195 0.5996 2.500 0.8096 0.01375 0.00603 -0.1179 0.5124 0.6133 3.000 0.8633 0.01406 0.00641 -0.1178 0.5056 0.6292 3.500 0.9126 0.01422 0.00671 -0.1167 0.4982 0.6468 4.000 0.9653 0.01445 0.00701 -0.1163 0.4917 0.6672 4.500 1.0205 0.01492 0.00756 -0.1166 0.4854 0.6937 5.000 1.0655 0.01509 0.00801 -0.1147 0.4791 0.7263 5.500 1.1124 0.01525 0.00840 -0.1131 0.4725 0.7736 6.000 1.1586 0.01545 0.00890 -0.1111 0.4667 0.8769 6.500 1.2171 0.01590 0.00954 -0.1123 0.4606 1.0000 7.000 1.2623 0.01634 0.01005 -0.1107 0.4539 1.0000 7.500 1.3126 0.01678 0.01048 -0.1101 0.4473 1.0000 8.000 1.3581 0.01742 0.01119 -0.1087 0.4400 1.0000 8.500 1.3910 0.01770 0.01161 -0.1046 0.4315 1.0000 9.000 1.4403 0.01815 0.01197 -0.1038 0.4215 1.0000 9.500 1.4515 0.01843 0.01248 -0.0956 0.4134 1.0000 10.000 1.4802 0.01877 0.01289 -0.0910 0.4044 1.0000 10.500 1.5071 0.01937 0.01361 -0.0864 0.3951 1.0000 11.000 1.5252 0.01992 0.01431 -0.0804 0.3850 1.0000 11.500 1.5453 0.02069 0.01519 -0.0752 0.3742 1.0000 12.000 1.5555 0.02167 0.01630 -0.0688 0.3615 1.0000 12.500 1.5620 0.02312 0.01793 -0.0626 0.3470 1.0000 13.000 1.5656 0.02504 0.01995 -0.0569 0.3308 1.0000 13.500 1.5624 0.02774 0.02275 -0.0514 0.3116 1.0000 14.000 1.5512 0.03152 0.02661 -0.0463 0.2877 1.0000 14.500 1.5285 0.03685 0.03192 -0.0419 0.2594 1.0000 15.000 1.4975 0.04373 0.03876 -0.0386 0.2296 1.0000 15.500 1.4608 0.05201 0.04697 -0.0365 0.2018 1.0000 16.000 1.4285 0.06063 0.05556 -0.0357 0.1774 1.0000 16.500 1.4017 0.06928 0.06421 -0.0359 0.1555 1.0000 17.000 1.3786 0.07798 0.07289 -0.0368 0.1367 1.0000 17.500 1.3604 0.08647 0.08137 -0.0382 0.1205 1.0000 18.500 1.3369 0.10255 0.09750 -0.0420 0.0941 1.0000 19.000 1.3301 0.11019 0.10519 -0.0443 0.0833 1.0000 19.500 1.3253 0.11759 0.11265 -0.0468 0.0734 1.0000 20.000 1.3208 0.12501 0.12014 -0.0496 0.0648 1.0000 20.500 1.3163 0.13249 0.12769 -0.0527 0.0569 1.0000 21.000 1.3124 0.13984 0.13512 -0.0560 0.0498 1.0000 21.500 1.3089 0.14714 0.14249 -0.0596 0.0435 1.0000 22.000 1.3041 0.15467 0.15011 -0.0634 0.0378 1.0000 22.500 1.2996 0.16212 0.15764 -0.0675 0.0330 1.0000 23.000 1.2956 0.16939 0.16499 -0.0717 0.0288 1.0000 23.500 1.2911 0.17677 0.17246 -0.0761 0.0253 1.0000 24.000 1.2866 0.18410 0.17988 -0.0806 0.0223 1.0000 24.500 1.2830 0.19122 0.18706 -0.0852 0.0197 1.0000 25.000 1.2792 0.19844 0.19437 -0.0901 0.0174 1.0000 25.500 1.2747 0.20582 0.20190 -0.0951 0.0154 1.0000 26.000 1.2727 0.21253 0.20868 -0.0999 0.0139 1.0000 26.500 1.2685 0.21978 0.21604 -0.1051 0.0124 1.0000 27.000 1.2660 0.22655 0.22293 -0.1101 0.0113 1.0000 27.500 1.2618 0.23376 0.23026 -0.1155 0.0102 1.0000 28.000 1.2645 0.23913 0.23567 -0.1198 0.0095 1.0000 28.500 1.2495 0.24914 0.24597 -0.1269 0.0090 1.0000 29.000 1.2300 0.26065 0.25772 -0.1347 0.0085 1.0000