XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 399 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 0.6864 0.00959 0.00330 -0.1615 0.6513 0.5025 0.500 0.7431 0.00967 0.00347 -0.1618 0.6433 0.5379 1.000 0.7991 0.00971 0.00361 -0.1619 0.6353 0.5765 1.500 0.8563 0.00986 0.00380 -0.1622 0.6269 0.6180 2.000 0.9107 0.00991 0.00404 -0.1620 0.6193 0.6621 2.500 0.9652 0.00997 0.00425 -0.1617 0.6110 0.7090 3.000 1.0197 0.01014 0.00453 -0.1615 0.6026 0.7594 3.500 1.0695 0.01016 0.00479 -0.1602 0.5937 0.8162 4.000 1.1151 0.01022 0.00499 -0.1578 0.5845 0.8894 4.500 1.1615 0.01021 0.00513 -0.1558 0.5748 1.0000 5.000 1.2159 0.01047 0.00534 -0.1557 0.5633 1.0000 5.500 1.2667 0.01069 0.00565 -0.1549 0.5515 1.0000 6.000 1.3174 0.01100 0.00594 -0.1541 0.5384 1.0000 6.500 1.3638 0.01124 0.00625 -0.1524 0.5235 1.0000 7.000 1.4081 0.01156 0.00664 -0.1504 0.5064 1.0000 7.500 1.4483 0.01195 0.00707 -0.1475 0.4867 1.0000 8.000 1.4798 0.01242 0.00756 -0.1430 0.4633 1.0000 8.500 1.5024 0.01315 0.00824 -0.1370 0.4349 1.0000 9.000 1.5206 0.01416 0.00919 -0.1306 0.3978 1.0000 9.500 1.5266 0.01578 0.01064 -0.1227 0.3524 1.0000 10.000 1.5258 0.01802 0.01269 -0.1148 0.3064 1.0000 10.500 1.5221 0.02086 0.01537 -0.1074 0.2611 1.0000 11.000 1.5170 0.02430 0.01865 -0.1010 0.2186 1.0000 11.500 1.5113 0.02829 0.02249 -0.0956 0.1801 1.0000 12.000 1.5063 0.03271 0.02680 -0.0912 0.1461 1.0000 12.500 1.5028 0.03745 0.03144 -0.0877 0.1168 1.0000 13.000 1.5002 0.04252 0.03644 -0.0849 0.0918 1.0000 13.500 1.4985 0.04790 0.04178 -0.0828 0.0709 1.0000 14.000 1.4969 0.05364 0.04749 -0.0813 0.0545 1.0000 14.500 1.4961 0.05967 0.05354 -0.0804 0.0422 1.0000 15.000 1.4967 0.06588 0.05983 -0.0800 0.0334 1.0000 15.500 1.4959 0.07260 0.06665 -0.0801 0.0273 1.0000 16.000 1.4947 0.07970 0.07388 -0.0807 0.0227 1.0000 16.500 1.4920 0.08732 0.08166 -0.0818 0.0192 1.0000 17.000 1.4875 0.09548 0.08998 -0.0835 0.0164 1.0000 17.500 1.4810 0.10423 0.09890 -0.0858 0.0142 1.0000 18.000 1.4725 0.11350 0.10833 -0.0888 0.0125 1.0000 18.500 1.4686 0.12216 0.11721 -0.0919 0.0110 1.0000 19.000 1.4560 0.13235 0.12755 -0.0962 0.0100 1.0000 19.500 1.4533 0.14086 0.13630 -0.1000 0.0091 1.0000 20.000 1.4479 0.14981 0.14541 -0.1045 0.0084 1.0000 20.500 1.4398 0.15910 0.15485 -0.1095 0.0078 1.0000 21.000 1.4369 0.16755 0.16352 -0.1143 0.0073 1.0000 21.500 1.4335 0.17596 0.17211 -0.1194 0.0068 1.0000 22.000 1.4309 0.18417 0.18047 -0.1247 0.0065 1.0000 22.500 1.4287 0.19214 0.18854 -0.1299 0.0062 1.0000 23.000 1.4252 0.20017 0.19672 -0.1354 0.0059 1.0000 23.500 1.4196 0.20915 0.20594 -0.1417 0.0058 1.0000 24.000 1.4118 0.21871 0.21574 -0.1487 0.0057 1.0000 24.500 1.4010 0.22913 0.22640 -0.1564 0.0055 1.0000 25.000 1.3850 0.24121 0.23874 -0.1653 0.0055 1.0000 25.500 1.3579 0.25725 0.25508 -0.1767 0.0055 1.0000