XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 433 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 0.5678 0.00979 0.00508 -0.1271 0.7716 0.8125 0.500 0.6233 0.00982 0.00504 -0.1274 0.7624 0.8189 1.000 0.6776 0.00967 0.00485 -0.1273 0.7525 0.8231 1.500 0.7324 0.00966 0.00480 -0.1273 0.7424 0.8275 2.000 0.7854 0.00959 0.00472 -0.1271 0.7307 0.8322 2.500 0.8410 0.00960 0.00470 -0.1274 0.7188 0.8373 3.000 0.8937 0.00953 0.00462 -0.1270 0.7048 0.8414 3.500 0.9406 0.00954 0.00468 -0.1254 0.6890 0.8459 4.000 0.9893 0.00960 0.00476 -0.1242 0.6717 0.8514 4.500 1.0369 0.00972 0.00486 -0.1229 0.6514 0.8569 5.000 1.0780 0.00983 0.00499 -0.1202 0.6271 0.8622 5.500 1.1125 0.01005 0.00519 -0.1161 0.5978 0.8685 6.000 1.1399 0.01041 0.00548 -0.1106 0.5639 0.8764 6.500 1.1595 0.01094 0.00594 -0.1038 0.5247 0.8851 7.000 1.1792 0.01171 0.00661 -0.0974 0.4815 0.8949 7.500 1.1938 0.01260 0.00741 -0.0902 0.4383 0.9066 8.000 1.2063 0.01365 0.00839 -0.0831 0.3956 0.9228 8.500 1.2178 0.01478 0.00947 -0.0761 0.3549 0.9567 9.000 1.2438 0.01635 0.01092 -0.0731 0.3103 1.0000 9.500 1.2656 0.01818 0.01259 -0.0695 0.2678 1.0000 10.000 1.2850 0.02019 0.01445 -0.0657 0.2276 1.0000 10.500 1.3025 0.02239 0.01650 -0.0619 0.1897 1.0000 11.000 1.3192 0.02476 0.01875 -0.0583 0.1563 1.0000 11.500 1.3351 0.02732 0.02121 -0.0549 0.1269 1.0000 12.500 1.3620 0.03325 0.02700 -0.0487 0.0775 1.0000 13.000 1.3731 0.03666 0.03036 -0.0460 0.0576 1.0000 13.500 1.3829 0.04040 0.03410 -0.0436 0.0437 1.0000 14.000 1.3926 0.04438 0.03815 -0.0417 0.0340 1.0000 14.500 1.4014 0.04867 0.04253 -0.0402 0.0265 1.0000 15.000 1.4082 0.05343 0.04740 -0.0391 0.0215 1.0000 15.500 1.4124 0.05876 0.05288 -0.0385 0.0177 1.0000 16.000 1.4157 0.06451 0.05881 -0.0385 0.0143 1.0000 16.500 1.4159 0.07098 0.06547 -0.0390 0.0106 1.0000 17.000 1.4048 0.07944 0.07411 -0.0404 0.0066 1.0000 17.500 1.3882 0.08933 0.08425 -0.0430 0.0045 1.0000 18.000 1.3691 0.10022 0.09540 -0.0469 0.0038 1.0000 18.500 1.3494 0.11172 0.10720 -0.0517 0.0034 1.0000 19.000 1.3306 0.12343 0.11920 -0.0573 0.0031 1.0000 19.500 1.3116 0.13541 0.13144 -0.0636 0.0029 1.0000 20.000 1.2933 0.14742 0.14370 -0.0704 0.0028 1.0000 20.500 1.2761 0.15932 0.15582 -0.0775 0.0027 1.0000 21.000 1.2607 0.17090 0.16759 -0.0847 0.0026 1.0000 21.500 1.2475 0.18203 0.17891 -0.0919 0.0026 1.0000 22.000 1.2368 0.19270 0.18974 -0.0989 0.0025 1.0000 22.500 1.2276 0.20298 0.20016 -0.1058 0.0024 1.0000 23.000 1.2206 0.21286 0.21020 -0.1125 0.0024 1.0000 23.500 1.2126 0.22317 0.22067 -0.1196 0.0024 1.0000 24.000 1.2045 0.23386 0.23154 -0.1268 0.0024 1.0000 24.500 1.1922 0.24638 0.24424 -0.1348 0.0024 1.0000