XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 1230 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 0.3486 0.01047 0.00395 -0.0552 0.4566 0.7001 0.500 0.4008 0.01067 0.00405 -0.0542 0.4422 0.7168 1.000 0.4546 0.01081 0.00410 -0.0536 0.4282 0.7277 1.500 0.5089 0.01092 0.00413 -0.0533 0.4160 0.7354 2.000 0.5623 0.01109 0.00421 -0.0528 0.4039 0.7424 2.500 0.6169 0.01124 0.00433 -0.0526 0.3933 0.7494 3.000 0.6698 0.01150 0.00448 -0.0522 0.3818 0.7560 3.500 0.7239 0.01163 0.00467 -0.0519 0.3733 0.7642 4.000 0.7765 0.01191 0.00489 -0.0515 0.3639 0.7717 4.500 0.8293 0.01215 0.00517 -0.0511 0.3554 0.7807 5.000 0.8815 0.01239 0.00545 -0.0506 0.3474 0.7926 5.500 0.9321 0.01281 0.00588 -0.0499 0.3392 0.8074 6.000 0.9824 0.01294 0.00623 -0.0490 0.3329 0.8375 6.500 1.0509 0.01324 0.00679 -0.0519 0.3252 0.9585 7.000 1.1149 0.01388 0.00739 -0.0544 0.3182 1.0000 7.500 1.1605 0.01426 0.00783 -0.0528 0.3126 1.0000 8.000 1.2048 0.01472 0.00828 -0.0511 0.3064 1.0000 8.500 1.2502 0.01549 0.00900 -0.0497 0.2999 1.0000 9.000 1.2920 0.01592 0.00955 -0.0475 0.2955 1.0000 9.500 1.3327 0.01644 0.01014 -0.0453 0.2899 1.0000 10.000 1.3734 0.01716 0.01085 -0.0433 0.2844 1.0000 10.500 1.4139 0.01795 0.01173 -0.0413 0.2789 1.0000 11.000 1.4502 0.01859 0.01250 -0.0388 0.2732 1.0000 11.500 1.4848 0.01940 0.01335 -0.0362 0.2672 1.0000 12.000 1.5196 0.02047 0.01449 -0.0339 0.2610 1.0000 12.500 1.5499 0.02145 0.01564 -0.0311 0.2553 1.0000 13.000 1.5775 0.02269 0.01696 -0.0285 0.2486 1.0000 13.500 1.6039 0.02426 0.01864 -0.0260 0.2421 1.0000 14.000 1.6276 0.02599 0.02056 -0.0239 0.2354 1.0000 14.500 1.6459 0.02831 0.02290 -0.0216 0.2277 1.0000 15.000 1.6644 0.03088 0.02572 -0.0202 0.2209 1.0000 15.500 1.6747 0.03428 0.02920 -0.0188 0.2126 1.0000 16.000 1.6840 0.03810 0.03323 -0.0180 0.2041 1.0000 16.500 1.6801 0.04336 0.03856 -0.0173 0.1946 1.0000 17.000 1.6777 0.04891 0.04432 -0.0174 0.1847 1.0000 17.500 1.6619 0.05610 0.05164 -0.0178 0.1744 1.0000 18.000 1.6337 0.06502 0.06065 -0.0189 0.1633 1.0000 18.500 1.6024 0.07471 0.07048 -0.0206 0.1516 1.0000 19.000 1.5659 0.08534 0.08123 -0.0229 0.1399 1.0000 19.500 1.5253 0.09683 0.09282 -0.0258 0.1285 1.0000 20.000 1.4865 0.10838 0.10444 -0.0292 0.1175 1.0000 20.500 1.4520 0.11957 0.11570 -0.0330 0.1073 1.0000 21.000 1.4248 0.13003 0.12620 -0.0371 0.0977 1.0000 21.500 1.4030 0.13988 0.13609 -0.0415 0.0887 1.0000 22.000 1.3860 0.14913 0.14538 -0.0460 0.0805 1.0000 22.500 1.3740 0.15773 0.15400 -0.0506 0.0728 1.0000 23.000 1.3650 0.16605 0.16234 -0.0555 0.0659 1.0000 24.000 1.3537 0.18165 0.17802 -0.0654 0.0540 1.0000 24.500 1.3509 0.18909 0.18552 -0.0706 0.0489 1.0000 25.000 1.3485 0.19651 0.19299 -0.0759 0.0441 1.0000 25.500 1.3483 0.20351 0.20005 -0.0812 0.0398 1.0000 26.000 1.3471 0.21080 0.20737 -0.0869 0.0360 1.0000 26.500 1.3482 0.21759 0.21417 -0.0925 0.0324 1.0000 27.000 1.3477 0.22489 0.22154 -0.0986 0.0293 1.0000 27.500 1.3483 0.23183 0.22859 -0.1045 0.0265 1.0000 28.000 1.3501 0.23851 0.23531 -0.1104 0.0240 1.0000 28.500 1.3543 0.24464 0.24144 -0.1163 0.0219 1.0000 29.000 1.3543 0.25184 0.24878 -0.1227 0.0200 1.0000 29.500 1.3578 0.25787 0.25484 -0.1285 0.0183 1.0000 30.000 1.3588 0.26489 0.26198 -0.1352 0.0168 1.0000 30.500 1.3614 0.27129 0.26843 -0.1415 0.0154 1.0000 31.000 1.3622 0.27819 0.27543 -0.1482 0.0141 1.0000 31.500 1.3636 0.28488 0.28220 -0.1549 0.0129 1.0000 32.000 1.3621 0.29276 0.29019 -0.1626 0.0118 1.0000 32.500 1.3621 0.29975 0.29727 -0.1696 0.0107 1.0000 33.000 1.3547 0.30930 0.30696 -0.1782 0.0097 1.0000 33.500 1.3521 0.31774 0.31549 -0.1864 0.0088 1.0000