XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 432 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 0.5352 0.01062 0.00515 -0.1059 0.6187 0.8060 0.500 0.5884 0.01070 0.00521 -0.1054 0.6115 0.8139 1.000 0.6463 0.01077 0.00517 -0.1062 0.6046 0.8197 1.500 0.7035 0.01092 0.00523 -0.1069 0.5972 0.8239 2.000 0.7567 0.01092 0.00527 -0.1067 0.5902 0.8281 2.500 0.8120 0.01097 0.00530 -0.1070 0.5827 0.8326 3.000 0.8696 0.01119 0.00543 -0.1078 0.5745 0.8377 3.500 0.9233 0.01119 0.00550 -0.1079 0.5665 0.8419 4.000 0.9756 0.01123 0.00554 -0.1075 0.5577 0.8461 4.500 1.0280 0.01140 0.00574 -0.1073 0.5487 0.8513 5.000 1.0795 0.01147 0.00587 -0.1069 0.5388 0.8569 5.500 1.1324 0.01167 0.00605 -0.1069 0.5285 0.8617 6.000 1.1782 0.01172 0.00625 -0.1053 0.5177 0.8672 6.500 1.2261 0.01195 0.00649 -0.1042 0.5058 0.8735 7.000 1.2702 0.01210 0.00675 -0.1025 0.4927 0.8806 7.500 1.3096 0.01232 0.00707 -0.0997 0.4789 0.8879 8.000 1.3437 0.01264 0.00740 -0.0961 0.4626 0.8969 8.500 1.3698 0.01292 0.00782 -0.0909 0.4455 0.9081 9.000 1.3926 0.01338 0.00838 -0.0853 0.4261 0.9238 10.000 1.4332 0.01511 0.01018 -0.0751 0.3754 1.0000 10.500 1.4504 0.01671 0.01175 -0.0707 0.3438 1.0000 11.000 1.4538 0.01907 0.01399 -0.0650 0.3106 1.0000 11.500 1.4560 0.02186 0.01673 -0.0598 0.2792 1.0000 12.000 1.4532 0.02534 0.02014 -0.0551 0.2498 1.0000 12.500 1.4491 0.02932 0.02406 -0.0510 0.2224 1.0000 13.000 1.4479 0.03346 0.02818 -0.0479 0.1965 1.0000 13.500 1.4442 0.03816 0.03285 -0.0453 0.1729 1.0000 14.000 1.4399 0.04326 0.03792 -0.0433 0.1514 1.0000 14.500 1.4387 0.04841 0.04308 -0.0420 0.1319 1.0000 15.000 1.4373 0.05389 0.04857 -0.0411 0.1132 1.0000 15.500 1.4335 0.05996 0.05464 -0.0408 0.0965 1.0000 16.000 1.4306 0.06626 0.06097 -0.0409 0.0818 1.0000 16.500 1.4281 0.07285 0.06761 -0.0416 0.0691 1.0000 17.000 1.4227 0.08011 0.07492 -0.0428 0.0585 1.0000 17.500 1.4183 0.08755 0.08246 -0.0444 0.0496 1.0000 18.000 1.4139 0.09525 0.09026 -0.0465 0.0419 1.0000 18.500 1.4081 0.10339 0.09853 -0.0491 0.0360 1.0000 19.000 1.4021 0.11176 0.10702 -0.0522 0.0308 1.0000 19.500 1.3959 0.12028 0.11567 -0.0557 0.0267 1.0000 20.000 1.3894 0.12891 0.12446 -0.0596 0.0233 1.0000 20.500 1.3821 0.13774 0.13343 -0.0639 0.0204 1.0000 21.000 1.3725 0.14698 0.14280 -0.0688 0.0181 1.0000 21.500 1.3683 0.15532 0.15133 -0.0735 0.0160 1.0000 22.000 1.3595 0.16443 0.16060 -0.0789 0.0143 1.0000 22.500 1.3516 0.17339 0.16970 -0.0845 0.0127 1.0000 23.000 1.3437 0.18233 0.17881 -0.0903 0.0113 1.0000 23.500 1.3348 0.19150 0.18812 -0.0965 0.0102 1.0000 24.000 1.3274 0.20041 0.19719 -0.1027 0.0089 1.0000 24.500 1.3186 0.20962 0.20651 -0.1092 0.0079 1.0000 25.000 1.3110 0.21862 0.21567 -0.1157 0.0069 1.0000 25.500 1.3037 0.22758 0.22474 -0.1223 0.0061 1.0000 26.000 1.2959 0.23665 0.23394 -0.1291 0.0053 1.0000 26.500 1.2908 0.24516 0.24257 -0.1355 0.0047 1.0000 27.000 1.2871 0.25320 0.25066 -0.1417 0.0041 1.0000 27.500 1.2797 0.26250 0.26013 -0.1486 0.0037 1.0000 28.000 1.2726 0.27190 0.26967 -0.1554 0.0033 1.0000 28.500 1.2662 0.28121 0.27911 -0.1621 0.0031 1.0000