XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 422 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 0.6758 0.01192 0.00426 -0.1206 0.4714 0.2165 0.500 0.7299 0.01206 0.00433 -0.1200 0.4644 0.2369 1.000 0.7842 0.01214 0.00448 -0.1195 0.4595 0.2617 1.500 0.8379 0.01217 0.00459 -0.1189 0.4550 0.2943 2.000 0.8910 0.01217 0.00476 -0.1182 0.4499 0.3495 2.500 0.9419 0.01201 0.00497 -0.1173 0.4446 0.4983 4.000 1.1248 0.01222 0.00597 -0.1205 0.4299 1.0000 4.500 1.1748 0.01251 0.00623 -0.1193 0.4250 1.0000 5.000 1.2244 0.01286 0.00651 -0.1181 0.4200 1.0000 5.500 1.2764 0.01357 0.00715 -0.1176 0.4141 1.0000 6.000 1.3236 0.01383 0.00749 -0.1160 0.4108 1.0000 6.500 1.3707 0.01414 0.00787 -0.1144 0.4060 1.0000 7.000 1.4177 0.01447 0.00822 -0.1129 0.4011 1.0000 7.500 1.4642 0.01486 0.00859 -0.1113 0.3953 1.0000 8.000 1.5101 0.01544 0.00922 -0.1099 0.3893 1.0000 8.500 1.5507 0.01575 0.00965 -0.1073 0.3842 1.0000 9.000 1.5908 0.01608 0.01006 -0.1047 0.3785 1.0000 9.500 1.6288 0.01650 0.01048 -0.1018 0.3720 1.0000 10.000 1.6616 0.01706 0.01115 -0.0980 0.3659 1.0000 10.500 1.6877 0.01750 0.01174 -0.0931 0.3597 1.0000 11.000 1.7151 0.01802 0.01233 -0.0888 0.3526 1.0000 11.500 1.7431 0.01883 0.01321 -0.0849 0.3448 1.0000 12.000 1.7631 0.01969 0.01426 -0.0801 0.3371 1.0000 12.500 1.7807 0.02089 0.01550 -0.0755 0.3278 1.0000 13.000 1.7967 0.02243 0.01723 -0.0714 0.3185 1.0000 13.500 1.8050 0.02458 0.01946 -0.0671 0.3070 1.0000 14.000 1.8118 0.02728 0.02233 -0.0635 0.2952 1.0000 14.500 1.8068 0.03117 0.02627 -0.0600 0.2815 1.0000 15.000 1.7969 0.03602 0.03123 -0.0572 0.2659 1.0000 15.500 1.7782 0.04217 0.03748 -0.0550 0.2491 1.0000 16.000 1.7504 0.04976 0.04514 -0.0535 0.2317 1.0000 16.500 1.7191 0.05826 0.05369 -0.0528 0.2147 1.0000 17.000 1.6866 0.06746 0.06294 -0.0529 0.1988 1.0000 17.500 1.6576 0.07669 0.07218 -0.0536 0.1835 1.0000 18.000 1.6332 0.08574 0.08126 -0.0548 0.1693 1.0000 18.500 1.6164 0.09420 0.08982 -0.0564 0.1565 1.0000 19.000 1.6009 0.10264 0.09832 -0.0584 0.1444 1.0000 19.500 1.5880 0.11087 0.10658 -0.0606 0.1328 1.0000 20.000 1.5748 0.11931 0.11504 -0.0633 0.1217 1.0000 20.500 1.5670 0.12709 0.12293 -0.0661 0.1121 1.0000 21.000 1.5620 0.13436 0.13026 -0.0689 0.1028 1.0000 21.500 1.5526 0.14237 0.13829 -0.0723 0.0939 1.0000 22.000 1.5464 0.14991 0.14589 -0.0758 0.0859 1.0000 22.500 1.5443 0.15675 0.15282 -0.0792 0.0785 1.0000 23.000 1.5386 0.16413 0.16027 -0.0831 0.0719 1.0000 23.500 1.5348 0.17109 0.16724 -0.0870 0.0656 1.0000 24.000 1.5320 0.17798 0.17426 -0.0910 0.0602 1.0000 24.500 1.5300 0.18457 0.18092 -0.0951 0.0551 1.0000 25.000 1.5246 0.19174 0.18810 -0.0997 0.0502 1.0000 25.500 1.5219 0.19852 0.19503 -0.1043 0.0458 1.0000 26.000 1.5179 0.20539 0.20198 -0.1091 0.0418 1.0000 26.500 1.5126 0.21245 0.20905 -0.1142 0.0379 1.0000 27.000 1.5086 0.21937 0.21613 -0.1192 0.0344 1.0000 27.500 1.5035 0.22632 0.22316 -0.1245 0.0314 1.0000 28.000 1.5000 0.23290 0.22981 -0.1297 0.0286 1.0000 28.500 1.4952 0.23977 0.23681 -0.1352 0.0260 1.0000 29.000 1.4913 0.24631 0.24336 -0.1406 0.0236 1.0000 29.500 1.4860 0.25329 0.25052 -0.1462 0.0215 1.0000 30.000 1.4814 0.25995 0.25722 -0.1518 0.0195 1.0000 30.500 1.4743 0.26729 0.26468 -0.1580 0.0175 1.0000 31.000 1.4687 0.27418 0.27166 -0.1638 0.0157 1.0000 31.500 1.4622 0.28128 0.27881 -0.1699 0.0140 1.0000 32.000 1.4536 0.28900 0.28668 -0.1764 0.0124 1.0000 32.500 1.4502 0.29524 0.29292 -0.1820 0.0109 1.0000 33.000 1.4400 0.30353 0.30138 -0.1888 0.0097 1.0000 33.500 1.4360 0.30994 0.30782 -0.1945 0.0085 1.0000 34.000 1.4250 0.31867 0.31670 -0.2014 0.0074 1.0000 34.500 1.4202 0.32539 0.32346 -0.2073 0.0063 1.0000 35.000 1.4075 0.33527 0.33347 -0.2146 0.0054 1.0000 37.000 1.3744 0.40417 0.40222 -0.2449 0.0037 1.0000 37.500 0.9921 0.57541 0.57440 -0.2317 0.0022 1.0000 38.000 0.9901 0.58508 0.58409 -0.2340 0.0021 1.0000 38.500 0.9882 0.60142 0.60044 -0.2364 0.0016 1.0000 39.000 0.9856 0.61029 0.60933 -0.2387 0.0014 1.0000 39.500 0.9825 0.61838 0.61745 -0.2410 0.0013 1.0000 40.500 0.9756 0.63637 0.63548 -0.2454 0.0012 1.0000 41.000 0.9723 0.64889 0.64802 -0.2475 0.0011 1.0000 41.500 0.9689 0.65955 0.65870 -0.2496 0.0009 1.0000 42.000 0.9646 0.66789 0.66707 -0.2516 0.0008 1.0000 42.500 0.9600 0.67573 0.67493 -0.2536 0.0007 1.0000 43.000 0.9549 0.68294 0.68216 -0.2556 0.0006 1.0000 43.500 0.9495 0.68935 0.68861 -0.2577 0.0006 1.0000 44.000 0.9435 0.69410 0.69339 -0.2595 0.0005 1.0000 45.000 0.9320 0.71041 0.70973 -0.2632 0.0005 1.0000 45.500 0.9259 0.71754 0.71689 -0.2650 0.0005 1.0000 46.000 0.9197 0.72476 0.72413 -0.2667 0.0005 1.0000 46.500 0.9132 0.73095 0.73035 -0.2683 0.0005 1.0000 47.000 0.9065 0.73700 0.73642 -0.2699 0.0005 1.0000 47.500 0.8995 0.74238 0.74182 -0.2714 0.0004 1.0000 48.000 0.8920 0.74682 0.74628 -0.2730 0.0004 1.0000 48.500 0.8843 0.75097 0.75046 -0.2745 0.0004 1.0000 49.000 0.8765 0.75499 0.75450 -0.2759 0.0003 1.0000 49.500 0.8683 0.75813 0.75766 -0.2773 0.0003 1.0000 50.000 0.8598 0.76094 0.76050 -0.2787 0.0003 1.0000 50.500 0.8512 0.76333 0.76291 -0.2800 0.0002 1.0000 51.000 0.8423 0.76502 0.76462 -0.2813 0.0002 1.0000 51.500 0.8332 0.76639 0.76602 -0.2826 0.0002 1.0000 52.000 0.8237 0.76692 0.76657 -0.2838 0.0002 1.0000 52.500 0.8139 0.76671 0.76639 -0.2851 0.0002 1.0000 54.000 0.7855 0.77004 0.76976 -0.2880 0.0001 1.0000 54.500 0.7758 0.76997 0.76971 -0.2889 0.0001 1.0000 55.000 0.7656 0.76884 0.76861 -0.2897 0.0001 1.0000 55.500 0.7551 0.76691 0.76669 -0.2906 0.0001 1.0000 56.000 0.7447 0.76498 0.76478 -0.2914 0.0001 1.0000 56.500 0.7339 0.76216 0.76198 -0.2922 0.0001 1.0000 57.000 0.7229 0.75857 0.75841 -0.2929 0.0000 1.0000 58.500 0.6901 0.74861 0.74850 -0.2947 0.0000 1.0000 59.000 0.6792 0.74515 0.74505 -0.2951 0.0000 1.0000 59.500 0.6678 0.74021 0.74012 -0.2956 0.0000 1.0000 60.000 0.6565 0.73531 0.73524 -0.2960 0.0000 1.0000