XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 393 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 0.5365 0.00803 0.00243 -0.1223 0.6664 0.6891 0.500 0.5918 0.00805 0.00255 -0.1222 0.6549 0.7323 1.000 0.6459 0.00810 0.00267 -0.1217 0.6439 0.7815 2.000 0.7407 0.00805 0.00292 -0.1174 0.6220 0.9290 2.500 0.8002 0.00806 0.00297 -0.1182 0.6099 1.0000 3.000 0.8569 0.00829 0.00315 -0.1186 0.5966 1.0000 3.500 0.9127 0.00852 0.00332 -0.1187 0.5826 1.0000 4.000 0.9677 0.00869 0.00355 -0.1187 0.5677 1.0000 4.500 1.0218 0.00892 0.00379 -0.1184 0.5509 1.0000 5.000 1.0752 0.00917 0.00408 -0.1181 0.5331 1.0000 5.500 1.1269 0.00944 0.00438 -0.1173 0.5094 1.0000 6.000 1.1751 0.00982 0.00471 -0.1160 0.4702 1.0000 6.500 1.2212 0.01040 0.00519 -0.1143 0.4243 1.0000 7.000 1.2515 0.01189 0.00612 -0.1102 0.3117 1.0000 7.500 1.2732 0.01400 0.00757 -0.1049 0.1981 1.0000 8.000 1.2985 0.01568 0.00893 -0.1003 0.1339 1.0000 8.500 1.3142 0.01735 0.01034 -0.0939 0.0857 1.0000 9.000 1.3289 0.01911 0.01194 -0.0877 0.0524 1.0000 9.500 1.3390 0.02128 0.01398 -0.0816 0.0239 1.0000 10.000 1.3408 0.02423 0.01691 -0.0751 0.0082 1.0000 10.500 1.3508 0.02704 0.01990 -0.0704 0.0059 1.0000 11.000 1.3592 0.03030 0.02336 -0.0664 0.0052 1.0000 11.500 1.3667 0.03399 0.02727 -0.0632 0.0048 1.0000 12.000 1.3710 0.03832 0.03181 -0.0606 0.0046 1.0000 12.500 1.3724 0.04331 0.03701 -0.0586 0.0044 1.0000 13.000 1.3715 0.04897 0.04289 -0.0574 0.0043 1.0000 13.500 1.3684 0.05531 0.04945 -0.0568 0.0042 1.0000 14.000 1.3647 0.06223 0.05659 -0.0569 0.0041 1.0000 14.500 1.3615 0.06957 0.06416 -0.0576 0.0041 1.0000 15.000 1.3585 0.07735 0.07220 -0.0588 0.0040 1.0000 15.500 1.3552 0.08564 0.08077 -0.0607 0.0040 1.0000 16.000 1.3491 0.09482 0.09028 -0.0635 0.0041 1.0000 16.500 1.3388 0.10526 0.10108 -0.0675 0.0041 1.0000 17.000 1.3225 0.11737 0.11359 -0.0730 0.0042 1.0000 17.500 1.2999 0.13140 0.12805 -0.0804 0.0043 1.0000 18.000 1.2672 0.14871 0.14585 -0.0909 0.0045 1.0000 18.500 1.2337 0.16757 0.16510 -0.1032 0.0047 1.0000 19.000 1.1999 0.18825 0.18609 -0.1170 0.0049 1.0000 19.500 1.1539 0.21637 0.21442 -0.1340 0.0053 1.0000