XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 398 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 0.6916 0.00943 0.00326 -0.1605 0.6513 0.5171 0.500 0.7482 0.00945 0.00337 -0.1607 0.6433 0.5651 1.000 0.8046 0.00955 0.00358 -0.1609 0.6353 0.6180 1.500 0.8596 0.00955 0.00377 -0.1608 0.6273 0.6742 2.000 0.9145 0.00962 0.00396 -0.1606 0.6191 0.7349 2.500 0.9665 0.00969 0.00425 -0.1597 0.6112 0.8024 3.000 1.0111 0.00963 0.00441 -0.1571 0.6027 0.8876 3.500 1.0632 0.00975 0.00454 -0.1562 0.5936 1.0000 4.000 1.1172 0.00990 0.00476 -0.1560 0.5843 1.0000 4.500 1.1723 0.01017 0.00496 -0.1561 0.5739 1.0000 5.000 1.2241 0.01038 0.00525 -0.1555 0.5627 1.0000 5.500 1.2770 0.01069 0.00551 -0.1550 0.5506 1.0000 6.000 1.3251 0.01087 0.00582 -0.1537 0.5370 1.0000 6.500 1.3729 0.01118 0.00617 -0.1523 0.5222 1.0000 7.000 1.4175 0.01153 0.00653 -0.1502 0.5047 1.0000 7.500 1.4580 0.01194 0.00697 -0.1475 0.4842 1.0000 8.000 1.4925 0.01242 0.00750 -0.1436 0.4598 1.0000 8.500 1.5154 0.01311 0.00817 -0.1376 0.4277 1.0000 9.000 1.5305 0.01422 0.00917 -0.1306 0.3876 1.0000 9.500 1.5357 0.01589 0.01067 -0.1226 0.3406 1.0000 10.000 1.5337 0.01823 0.01281 -0.1145 0.2933 1.0000 10.500 1.5305 0.02112 0.01553 -0.1073 0.2474 1.0000 11.000 1.5251 0.02465 0.01890 -0.1010 0.2044 1.0000 11.500 1.5194 0.02870 0.02281 -0.0957 0.1661 1.0000 12.000 1.5142 0.03322 0.02720 -0.0914 0.1324 1.0000 12.500 1.5110 0.03801 0.03190 -0.0879 0.1046 1.0000 13.000 1.5084 0.04316 0.03699 -0.0853 0.0813 1.0000 13.500 1.5077 0.04852 0.04233 -0.0833 0.0619 1.0000 14.000 1.5067 0.05427 0.04808 -0.0819 0.0470 1.0000 14.500 1.5062 0.06032 0.05417 -0.0810 0.0363 1.0000 15.000 1.5061 0.06669 0.06063 -0.0807 0.0289 1.0000 15.500 1.5044 0.07358 0.06761 -0.0809 0.0234 1.0000 16.000 1.5029 0.08078 0.07495 -0.0816 0.0192 1.0000 16.500 1.4997 0.08857 0.08291 -0.0828 0.0161 1.0000 17.000 1.4931 0.09716 0.09167 -0.0847 0.0137 1.0000 17.500 1.4885 0.10570 0.10040 -0.0871 0.0117 1.0000 18.000 1.4817 0.11479 0.10971 -0.0900 0.0101 1.0000 18.500 1.4697 0.12489 0.11997 -0.0939 0.0090 1.0000 19.000 1.4667 0.13351 0.12883 -0.0975 0.0080 1.0000 19.500 1.4599 0.14284 0.13834 -0.1019 0.0072 1.0000 20.000 1.4504 0.15267 0.14836 -0.1070 0.0066 1.0000 20.500 1.4454 0.16171 0.15763 -0.1120 0.0061 1.0000 21.000 1.4396 0.17087 0.16696 -0.1174 0.0057 1.0000 21.500 1.4334 0.18003 0.17627 -0.1231 0.0054 1.0000 22.000 1.4268 0.18899 0.18534 -0.1289 0.0051 1.0000 22.500 1.4226 0.19787 0.19445 -0.1348 0.0049 1.0000 23.000 1.4178 0.20688 0.20366 -0.1411 0.0047 1.0000 23.500 1.4109 0.21642 0.21342 -0.1479 0.0046 1.0000 24.000 1.4028 0.22638 0.22358 -0.1552 0.0044 1.0000 24.500 1.3930 0.23695 0.23437 -0.1630 0.0043 1.0000 25.000 1.3795 0.24894 0.24658 -0.1717 0.0042 1.0000 25.500 1.3511 0.26653 0.26448 -0.1838 0.0043 1.0000