XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER E1212 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 0.3344 0.01143 0.00363 -0.0577 0.4159 0.2856 0.500 0.3903 0.01147 0.00364 -0.0571 0.4023 0.2977 1.000 0.4455 0.01145 0.00368 -0.0565 0.3893 0.3140 1.500 0.4998 0.01156 0.00377 -0.0557 0.3763 0.3345 2.000 0.5552 0.01154 0.00388 -0.0551 0.3649 0.3659 2.500 0.6084 0.01164 0.00407 -0.0543 0.3533 0.4154 3.000 0.6622 0.01155 0.00428 -0.0536 0.3434 0.4964 3.500 0.7123 0.01153 0.00460 -0.0522 0.3326 0.6230 4.000 0.7586 0.01122 0.00491 -0.0496 0.3237 0.8065 4.500 0.8422 0.01146 0.00532 -0.0546 0.3124 1.0000 5.000 0.8922 0.01174 0.00559 -0.0531 0.3043 1.0000 5.500 0.9398 0.01227 0.00597 -0.0513 0.2946 1.0000 6.000 0.9902 0.01261 0.00633 -0.0500 0.2876 1.0000 6.500 1.0387 0.01306 0.00673 -0.0485 0.2797 1.0000 7.000 1.0860 0.01365 0.00727 -0.0468 0.2722 1.0000 7.500 1.1340 0.01406 0.00771 -0.0452 0.2650 1.0000 8.000 1.1781 0.01474 0.00830 -0.0432 0.2575 1.0000 8.500 1.2232 0.01531 0.00893 -0.0413 0.2517 1.0000 9.000 1.2661 0.01586 0.00952 -0.0390 0.2456 1.0000 9.500 1.3033 0.01671 0.01029 -0.0361 0.2388 1.0000 10.000 1.3381 0.01737 0.01105 -0.0326 0.2343 1.0000 10.500 1.3696 0.01809 0.01185 -0.0288 0.2295 1.0000 11.000 1.3980 0.01900 0.01277 -0.0248 0.2245 1.0000 11.500 1.4260 0.02023 0.01401 -0.0213 0.2193 1.0000 12.000 1.4519 0.02132 0.01525 -0.0179 0.2154 1.0000 12.500 1.4755 0.02268 0.01670 -0.0147 0.2109 1.0000 13.000 1.4964 0.02441 0.01844 -0.0117 0.2063 1.0000 13.500 1.5176 0.02637 0.02050 -0.0092 0.2019 1.0000 14.000 1.5348 0.02860 0.02289 -0.0071 0.1981 1.0000 14.500 1.5502 0.03116 0.02556 -0.0054 0.1938 1.0000 15.000 1.5651 0.03395 0.02834 -0.0038 0.1889 1.0000 15.500 1.5754 0.03729 0.03187 -0.0028 0.1852 1.0000 16.000 1.5816 0.04119 0.03594 -0.0022 0.1810 1.0000 16.500 1.5868 0.04537 0.04021 -0.0021 0.1767 1.0000 17.000 1.5962 0.04923 0.04411 -0.0018 0.1718 1.0000 17.500 1.5891 0.05531 0.05044 -0.0029 0.1678 1.0000 18.000 1.5845 0.06139 0.05666 -0.0044 0.1632 1.0000 18.500 1.5910 0.06605 0.06131 -0.0051 0.1577 1.0000 19.000 1.5694 0.07494 0.07049 -0.0083 0.1534 1.0000 19.500 1.5573 0.08278 0.07845 -0.0113 0.1479 1.0000 20.000 1.5468 0.09051 0.08628 -0.0143 0.1426 1.0000 20.500 1.5194 0.10119 0.09718 -0.0191 0.1366 1.0000 21.000 1.5100 0.10918 0.10521 -0.0228 0.1305 1.0000 21.500 1.4795 0.12085 0.11708 -0.0288 0.1238 1.0000 22.000 1.4617 0.13053 0.12685 -0.0340 0.1170 1.0000 22.500 1.4496 0.13934 0.13568 -0.0390 0.1100 1.0000 23.000 1.4216 0.15095 0.14745 -0.0459 0.1029 1.0000 23.500 1.4131 0.15913 0.15565 -0.0509 0.0964 1.0000 24.000 1.4112 0.16614 0.16263 -0.0555 0.0899 1.0000 24.500 1.3905 0.17656 0.17319 -0.0623 0.0835 1.0000 25.000 1.3855 0.18407 0.18071 -0.0675 0.0776 1.0000 25.500 1.3906 0.18959 0.18616 -0.0716 0.0720 1.0000 26.000 1.3770 0.19871 0.19540 -0.0781 0.0669 1.0000 26.500 1.3738 0.20578 0.20252 -0.0834 0.0625 1.0000 27.000 1.3836 0.21022 0.20689 -0.0871 0.0585 1.0000 27.500 1.3704 0.21921 0.21604 -0.0938 0.0545 1.0000 28.000 1.3792 0.22366 0.22044 -0.0977 0.0511 1.0000 28.500 1.3717 0.23140 0.22828 -0.1038 0.0475 1.0000 29.000 1.3706 0.23771 0.23465 -0.1091 0.0443 1.0000 29.500 1.3768 0.24244 0.23935 -0.1135 0.0415 1.0000 30.000 1.3654 0.25087 0.24793 -0.1202 0.0383 1.0000 30.500 1.3752 0.25461 0.25162 -0.1241 0.0359 1.0000 31.000 1.3629 0.26324 0.26037 -0.1311 0.0329 1.0000 31.500 1.3553 0.27076 0.26797 -0.1374 0.0301 1.0000 32.000 1.3705 0.27291 0.27003 -0.1406 0.0280 1.0000 32.500 1.3502 0.28348 0.28075 -0.1488 0.0251 1.0000 33.000 1.3315 0.29382 0.29121 -0.1568 0.0224 1.0000 33.500 1.3529 0.29392 0.29123 -0.1590 0.0212 1.0000 34.000 1.3167 0.30922 0.30672 -0.1696 0.0184 1.0000