XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 857 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 0.5613 0.01413 0.00609 -0.1182 0.5025 0.5194 0.500 0.6124 0.01425 0.00624 -0.1173 0.4943 0.5286 1.000 0.6650 0.01440 0.00631 -0.1168 0.4865 0.5384 1.500 0.7211 0.01471 0.00656 -0.1171 0.4789 0.5481 2.500 0.8219 0.01505 0.00696 -0.1152 0.4651 0.5703 3.000 0.8802 0.01553 0.00735 -0.1161 0.4588 0.5827 3.500 0.9256 0.01569 0.00767 -0.1142 0.4528 0.5962 4.000 0.9749 0.01592 0.00797 -0.1132 0.4467 0.6118 4.500 1.0309 0.01636 0.00839 -0.1136 0.4412 0.6298 5.000 1.0795 0.01679 0.00897 -0.1127 0.4362 0.6514 5.500 1.1224 0.01705 0.00944 -0.1105 0.4306 0.6780 6.000 1.1689 0.01733 0.00987 -0.1090 0.4253 0.7143 6.500 1.2228 0.01780 0.01052 -0.1091 0.4203 0.7719 7.500 1.3071 0.01851 0.01180 -0.1048 0.4104 1.0000 8.000 1.3515 0.01907 0.01236 -0.1032 0.4056 1.0000 8.500 1.4073 0.01982 0.01306 -0.1040 0.4008 1.0000 9.000 1.4410 0.02065 0.01402 -0.1007 0.3961 1.0000 9.500 1.4686 0.02137 0.01488 -0.0963 0.3912 1.0000 10.000 1.5053 0.02201 0.01559 -0.0936 0.3861 1.0000 10.500 1.5582 0.02273 0.01627 -0.0939 0.3808 1.0000 11.000 1.5734 0.02373 0.01748 -0.0879 0.3754 1.0000 11.500 1.5891 0.02452 0.01841 -0.0821 0.3689 1.0000 12.000 1.6277 0.02503 0.01891 -0.0802 0.3625 1.0000 12.500 1.6390 0.02641 0.02048 -0.0746 0.3562 1.0000 13.000 1.6465 0.02783 0.02208 -0.0690 0.3494 1.0000 13.500 1.6814 0.02857 0.02281 -0.0671 0.3424 1.0000 14.000 1.6715 0.03119 0.02571 -0.0607 0.3356 1.0000 14.500 1.6775 0.03336 0.02802 -0.0567 0.3279 1.0000 15.000 1.6849 0.03587 0.03064 -0.0534 0.3197 1.0000 15.500 1.6710 0.04006 0.03504 -0.0495 0.3104 1.0000 16.000 1.6699 0.04391 0.03902 -0.0471 0.3010 1.0000 16.500 1.6567 0.04921 0.04446 -0.0451 0.2899 1.0000 17.000 1.6273 0.05679 0.05227 -0.0438 0.2773 1.0000 17.500 1.6059 0.06414 0.05974 -0.0434 0.2634 1.0000 18.000 1.5803 0.07243 0.06812 -0.0437 0.2476 1.0000 18.500 1.5494 0.08183 0.07760 -0.0448 0.2296 1.0000 19.000 1.5193 0.09151 0.08731 -0.0464 0.2105 1.0000 19.500 1.4953 0.10061 0.09639 -0.0484 0.1914 1.0000 20.000 1.4752 0.10935 0.10508 -0.0506 0.1732 1.0000 20.500 1.4579 0.11785 0.11352 -0.0531 0.1566 1.0000 21.000 1.4437 0.12605 0.12174 -0.0560 0.1421 1.0000 21.500 1.4327 0.13390 0.12961 -0.0590 0.1291 1.0000 22.000 1.4255 0.14118 0.13693 -0.0620 0.1174 1.0000 22.500 1.4193 0.14827 0.14405 -0.0652 0.1068 1.0000 23.000 1.4149 0.15505 0.15080 -0.0686 0.0970 1.0000 23.500 1.4113 0.16178 0.15754 -0.0721 0.0880 1.0000 24.000 1.4067 0.16872 0.16460 -0.0759 0.0800 1.0000 24.500 1.4036 0.17533 0.17124 -0.0797 0.0725 1.0000 25.000 1.4016 0.18164 0.17751 -0.0836 0.0653 1.0000 25.500 1.3955 0.18885 0.18484 -0.0881 0.0592 1.0000 26.000 1.3916 0.19554 0.19161 -0.0925 0.0532 1.0000 26.500 1.3889 0.20195 0.19802 -0.0970 0.0479 1.0000 27.000 1.3837 0.20887 0.20499 -0.1018 0.0430 1.0000 27.500 1.3788 0.21579 0.21203 -0.1068 0.0386 1.0000 28.000 1.3759 0.22222 0.21850 -0.1116 0.0347 1.0000 28.500 1.3732 0.22856 0.22484 -0.1165 0.0311 1.0000 29.000 1.3660 0.23596 0.23240 -0.1221 0.0278 1.0000 29.500 1.3623 0.24253 0.23901 -0.1274 0.0249 1.0000 30.000 1.3615 0.24838 0.24484 -0.1323 0.0222 1.0000 30.500 1.3521 0.25633 0.25295 -0.1386 0.0197 1.0000 31.000 1.3497 0.26254 0.25921 -0.1439 0.0177 1.0000 31.500 1.3458 0.26918 0.26593 -0.1495 0.0159 1.0000 32.000 1.3394 0.27640 0.27327 -0.1555 0.0142 1.0000 32.500 1.3394 0.28197 0.27888 -0.1607 0.0130 1.0000 33.000 1.3271 0.29089 0.28798 -0.1678 0.0119 1.0000 33.500 1.3158 0.29984 0.29705 -0.1749 0.0107 1.0000