XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 431 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 0.5578 0.01019 0.00519 -0.1188 0.7071 0.8097 0.500 0.6168 0.01028 0.00513 -0.1198 0.6995 0.8166 1.000 0.6705 0.01025 0.00510 -0.1198 0.6915 0.8211 1.500 0.7244 0.01021 0.00504 -0.1196 0.6828 0.8255 2.000 0.7818 0.01030 0.00505 -0.1203 0.6740 0.8298 2.500 0.8346 0.01027 0.00505 -0.1202 0.6642 0.8352 3.000 0.8917 0.01029 0.00499 -0.1209 0.6540 0.8392 3.500 0.9404 0.01027 0.00507 -0.1197 0.6428 0.8435 4.000 0.9939 0.01034 0.00509 -0.1196 0.6310 0.8484 4.500 1.0418 0.01038 0.00524 -0.1184 0.6174 0.8542 5.000 1.0911 0.01047 0.00534 -0.1176 0.6024 0.8590 5.500 1.1358 0.01059 0.00546 -0.1156 0.5852 0.8644 6.000 1.1768 0.01075 0.00570 -0.1131 0.5658 0.8710 6.500 1.2140 0.01099 0.00597 -0.1098 0.5435 0.8783 7.000 1.2386 0.01130 0.00629 -0.1039 0.5182 0.8867 7.500 1.2637 0.01181 0.00681 -0.0985 0.4888 0.8963 8.000 1.2787 0.01250 0.00749 -0.0914 0.4550 0.9089 8.500 1.2893 0.01338 0.00835 -0.0838 0.4200 0.9273 9.000 1.2982 0.01456 0.00950 -0.0768 0.3822 1.0000 9.500 1.3157 0.01640 0.01120 -0.0726 0.3415 1.0000 10.000 1.3303 0.01846 0.01315 -0.0682 0.3032 1.0000 10.500 1.3409 0.02085 0.01543 -0.0636 0.2670 1.0000 11.000 1.3486 0.02361 0.01806 -0.0592 0.2323 1.0000 11.500 1.3592 0.02640 0.02077 -0.0555 0.1993 1.0000 12.000 1.3672 0.02958 0.02386 -0.0520 0.1705 1.0000 12.500 1.3771 0.03283 0.02706 -0.0490 0.1441 1.0000 13.000 1.3848 0.03647 0.03065 -0.0463 0.1206 1.0000 13.500 1.3915 0.04043 0.03457 -0.0441 0.0991 1.0000 14.000 1.3981 0.04465 0.03878 -0.0422 0.0803 1.0000 14.500 1.4025 0.04933 0.04347 -0.0407 0.0646 1.0000 15.000 1.4054 0.05446 0.04862 -0.0397 0.0518 1.0000 15.500 1.4079 0.05994 0.05414 -0.0392 0.0413 1.0000 16.000 1.4103 0.06573 0.06005 -0.0392 0.0338 1.0000 16.500 1.4112 0.07200 0.06644 -0.0398 0.0280 1.0000 17.000 1.4098 0.07890 0.07348 -0.0408 0.0237 1.0000 17.500 1.4075 0.08623 0.08097 -0.0425 0.0200 1.0000 18.000 1.4034 0.09411 0.08904 -0.0447 0.0172 1.0000 18.500 1.3961 0.10279 0.09793 -0.0476 0.0149 1.0000 19.000 1.3855 0.11222 0.10755 -0.0513 0.0130 1.0000 19.500 1.3754 0.12176 0.11730 -0.0555 0.0112 1.0000 20.000 1.3639 0.13170 0.12747 -0.0604 0.0096 1.0000 20.500 1.3475 0.14260 0.13855 -0.0662 0.0084 1.0000 21.000 1.3358 0.15276 0.14894 -0.0719 0.0071 1.0000 21.500 1.3183 0.16405 0.16042 -0.0787 0.0062 1.0000 22.000 1.3058 0.17443 0.17100 -0.0853 0.0053 1.0000 22.500 1.2886 0.18583 0.18255 -0.0927 0.0048 1.0000 23.000 1.2764 0.19630 0.19322 -0.0997 0.0042 1.0000 23.500 1.2659 0.20650 0.20357 -0.1067 0.0037 1.0000 24.000 1.2572 0.21629 0.21348 -0.1135 0.0034 1.0000 24.500 1.2514 0.22515 0.22241 -0.1199 0.0032 1.0000 25.000 1.2452 0.23457 0.23201 -0.1266 0.0030 1.0000 25.500 1.2382 0.24426 0.24188 -0.1334 0.0029 1.0000 26.000 1.2305 0.25435 0.25213 -0.1404 0.0029 1.0000 26.500 1.2118 0.26855 0.26653 -0.1492 0.0029 1.0000