XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 396 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 0.7220 0.00904 0.00324 -0.1704 0.7065 0.5355 0.500 0.7781 0.00898 0.00332 -0.1705 0.6975 0.5984 1.000 0.8337 0.00901 0.00351 -0.1705 0.6888 0.6667 1.500 0.8869 0.00895 0.00367 -0.1699 0.6791 0.7418 2.000 0.9384 0.00896 0.00385 -0.1688 0.6696 0.8263 2.500 0.9795 0.00870 0.00388 -0.1651 0.6590 1.0000 3.000 1.0366 0.00893 0.00400 -0.1656 0.6481 1.0000 3.500 1.0898 0.00906 0.00416 -0.1652 0.6354 1.0000 4.000 1.1430 0.00927 0.00435 -0.1648 0.6218 1.0000 5.000 1.2449 0.00972 0.00481 -0.1630 0.5903 1.0000 5.500 1.2934 0.01001 0.00512 -0.1617 0.5725 1.0000 6.000 1.3392 0.01035 0.00548 -0.1598 0.5513 1.0000 6.500 1.3821 0.01077 0.00590 -0.1574 0.5281 1.0000 7.000 1.4190 0.01132 0.00641 -0.1538 0.5004 1.0000 7.500 1.4485 0.01193 0.00701 -0.1489 0.4677 1.0000 8.000 1.4681 0.01282 0.00781 -0.1422 0.4292 1.0000 8.500 1.4806 0.01410 0.00892 -0.1347 0.3803 1.0000 9.000 1.4849 0.01593 0.01053 -0.1266 0.3264 1.0000 9.500 1.4867 0.01823 0.01260 -0.1189 0.2722 1.0000 10.000 1.4861 0.02107 0.01521 -0.1119 0.2213 1.0000 10.500 1.4866 0.02426 0.01820 -0.1059 0.1745 1.0000 11.000 1.4887 0.02774 0.02150 -0.1008 0.1354 1.0000 11.500 1.4915 0.03150 0.02514 -0.0964 0.1019 1.0000 12.000 1.4938 0.03564 0.02916 -0.0926 0.0735 1.0000 12.500 1.4965 0.04007 0.03352 -0.0895 0.0516 1.0000 13.000 1.4996 0.04482 0.03826 -0.0869 0.0362 1.0000 13.500 1.5029 0.04987 0.04335 -0.0849 0.0262 1.0000 14.000 1.5060 0.05529 0.04885 -0.0835 0.0192 1.0000 14.500 1.5082 0.06115 0.05485 -0.0825 0.0143 1.0000 15.000 1.5058 0.06798 0.06183 -0.0821 0.0110 1.0000 15.500 1.5023 0.07537 0.06942 -0.0824 0.0089 1.0000 16.000 1.4958 0.08363 0.07792 -0.0833 0.0075 1.0000 16.500 1.4858 0.09282 0.08731 -0.0852 0.0067 1.0000 17.000 1.4758 0.10242 0.09718 -0.0877 0.0061 1.0000 17.500 1.4675 0.11198 0.10699 -0.0908 0.0057 1.0000 18.000 1.4595 0.12162 0.11684 -0.0944 0.0053 1.0000 18.500 1.4502 0.13154 0.12695 -0.0986 0.0051 1.0000 19.000 1.4390 0.14161 0.13720 -0.1032 0.0048 1.0000 19.500 1.4343 0.15066 0.14649 -0.1077 0.0047 1.0000 20.000 1.4296 0.15976 0.15583 -0.1127 0.0046 1.0000 20.500 1.4236 0.16911 0.16543 -0.1182 0.0045 1.0000 21.000 1.4161 0.17887 0.17545 -0.1243 0.0044 1.0000 21.500 1.4058 0.18946 0.18631 -0.1313 0.0044 1.0000 22.000 1.3925 0.20100 0.19812 -0.1392 0.0044 1.0000 22.500 1.3761 0.21376 0.21116 -0.1482 0.0044 1.0000 23.000 1.3547 0.22853 0.22621 -0.1587 0.0045 1.0000 23.500 1.3282 0.24590 0.24383 -0.1707 0.0047 1.0000