XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1210 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.5307 0.01163 0.00376 -0.0897 0.4169 0.1875 0.500 0.5852 0.01163 0.00376 -0.0889 0.4040 0.2156 1.000 0.6401 0.01150 0.00385 -0.0884 0.3932 0.2815 1.500 0.6924 0.01131 0.00404 -0.0875 0.3811 0.4415 2.000 0.7412 0.01071 0.00433 -0.0858 0.3719 0.7299 2.500 0.8048 0.01060 0.00455 -0.0864 0.3609 1.0000 3.000 0.8584 0.01088 0.00475 -0.0856 0.3521 1.0000 3.500 0.9104 0.01126 0.00498 -0.0845 0.3427 1.0000 4.000 0.9627 0.01165 0.00531 -0.0835 0.3348 1.0000 4.500 1.0148 0.01201 0.00559 -0.0825 0.3268 1.0000 5.000 1.0647 0.01256 0.00601 -0.0812 0.3181 1.0000 5.500 1.1164 0.01289 0.00636 -0.0802 0.3116 1.0000 6.000 1.1657 0.01337 0.00677 -0.0789 0.3045 1.0000 6.500 1.2139 0.01397 0.00733 -0.0774 0.2975 1.0000 7.000 1.2624 0.01437 0.00777 -0.0760 0.2911 1.0000 7.500 1.3079 0.01495 0.00830 -0.0742 0.2847 1.0000 8.000 1.3523 0.01566 0.00899 -0.0723 0.2786 1.0000 8.500 1.3959 0.01617 0.00958 -0.0703 0.2733 1.0000 9.000 1.4346 0.01678 0.01018 -0.0675 0.2675 1.0000 9.500 1.4691 0.01771 0.01107 -0.0641 0.2614 1.0000 10.000 1.5019 0.01835 0.01183 -0.0605 0.2574 1.0000 10.500 1.5334 0.01913 0.01270 -0.0569 0.2527 1.0000 11.000 1.5613 0.02014 0.01371 -0.0533 0.2476 1.0000 11.500 1.5905 0.02140 0.01501 -0.0501 0.2428 1.0000 12.000 1.6149 0.02262 0.01638 -0.0467 0.2388 1.0000 12.500 1.6376 0.02407 0.01794 -0.0435 0.2344 1.0000 13.000 1.6584 0.02587 0.01976 -0.0407 0.2298 1.0000 13.500 1.6795 0.02790 0.02188 -0.0382 0.2252 1.0000 14.000 1.6942 0.03029 0.02446 -0.0359 0.2212 1.0000 14.500 1.7079 0.03298 0.02726 -0.0340 0.2167 1.0000 15.000 1.7229 0.03579 0.03009 -0.0323 0.2118 1.0000 15.500 1.7324 0.03924 0.03372 -0.0311 0.2078 1.0000 16.000 1.7368 0.04333 0.03800 -0.0303 0.2036 1.0000 16.500 1.7418 0.04760 0.04238 -0.0299 0.1991 1.0000 17.000 1.7536 0.05129 0.04609 -0.0295 0.1939 1.0000 17.500 1.7433 0.05779 0.05287 -0.0304 0.1900 1.0000 18.000 1.7375 0.06409 0.05933 -0.0316 0.1849 1.0000 18.500 1.7474 0.06842 0.06363 -0.0321 0.1790 1.0000 19.000 1.7212 0.07808 0.07362 -0.0353 0.1744 1.0000 19.500 1.7076 0.08629 0.08197 -0.0382 0.1687 1.0000 20.000 1.6987 0.09391 0.08969 -0.0409 0.1628 1.0000 20.500 1.6695 0.10504 0.10106 -0.0457 0.1563 1.0000 21.000 1.6638 0.11250 0.10855 -0.0489 0.1497 1.0000 21.500 1.6289 0.12499 0.12127 -0.0551 0.1424 1.0000 22.000 1.6151 0.13395 0.13031 -0.0597 0.1352 1.0000 22.500 1.6002 0.14315 0.13957 -0.0648 0.1277 1.0000 23.000 1.5730 0.15452 0.15109 -0.0714 0.1198 1.0000 23.500 1.5695 0.16165 0.15821 -0.0757 0.1127 1.0000 24.000 1.5582 0.17016 0.16676 -0.0811 0.1055 1.0000 24.500 1.5409 0.17969 0.17641 -0.0873 0.0985 1.0000 25.000 1.5452 0.18523 0.18191 -0.0912 0.0925 1.0000 25.500 1.5373 0.19297 0.18969 -0.0967 0.0861 1.0000 26.000 1.5271 0.20111 0.19794 -0.1025 0.0805 1.0000 26.500 1.5325 0.20620 0.20298 -0.1065 0.0754 1.0000 27.000 1.5244 0.21385 0.21072 -0.1123 0.0704 1.0000 27.500 1.5203 0.22062 0.21756 -0.1176 0.0659 1.0000 28.000 1.5283 0.22493 0.22182 -0.1215 0.0617 1.0000 28.500 1.5140 0.23365 0.23070 -0.1283 0.0575 1.0000 29.000 1.5208 0.23794 0.23497 -0.1323 0.0539 1.0000 29.500 1.5119 0.24548 0.24261 -0.1385 0.0502 1.0000 30.000 1.5090 0.25166 0.24886 -0.1439 0.0467 1.0000 30.500 1.5150 0.25587 0.25301 -0.1481 0.0434 1.0000 31.000 1.4986 0.26489 0.26222 -0.1555 0.0401 1.0000 31.500 1.4978 0.27041 0.26775 -0.1607 0.0371 1.0000 32.000 1.4968 0.27592 0.27328 -0.1660 0.0343 1.0000 32.500 1.4849 0.28384 0.28134 -0.1727 0.0315 1.0000 33.000 1.4902 0.28766 0.28512 -0.1771 0.0293 1.0000 33.500 1.4764 0.29598 0.29358 -0.1841 0.0266 1.0000 34.000 1.4652 0.30373 0.30143 -0.1909 0.0242 1.0000 34.500 1.4767 0.30562 0.30324 -0.1943 0.0224 1.0000 35.000 1.4559 0.31580 0.31358 -0.2024 0.0199 1.0000 35.500 1.4420 0.32440 0.32227 -0.2095 0.0174 1.0000 37.000 1.4397 0.33857 0.33644 -0.2250 0.0117 1.0000 38.000 1.4249 0.35189 0.34983 -0.2371 0.0080 1.0000 38.500 1.4076 0.36245 0.36048 -0.2446 0.0065 1.0000