XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 434 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 0.4613 0.00896 0.00420 -0.0898 0.6990 0.8979 0.500 0.4964 0.00922 0.00445 -0.0841 0.6914 0.9259 1.000 0.5429 0.00922 0.00441 -0.0816 0.6828 0.9423 1.500 0.5971 0.00921 0.00428 -0.0815 0.6744 0.9493 2.000 0.6511 0.00916 0.00423 -0.0815 0.6653 0.9545 2.500 0.7097 0.00911 0.00413 -0.0824 0.6556 0.9594 3.000 0.7661 0.00915 0.00415 -0.0830 0.6455 0.9648 3.500 0.8205 0.00911 0.00411 -0.0831 0.6339 0.9712 4.000 0.8840 0.00917 0.00418 -0.0853 0.6214 0.9752 4.500 0.9471 0.00923 0.00421 -0.0874 0.6070 0.9798 5.000 1.0067 0.00932 0.00438 -0.0889 0.5907 0.9857 5.500 1.0702 0.00947 0.00456 -0.0912 0.5714 0.9908 6.000 1.1330 0.00970 0.00482 -0.0936 0.5480 0.9975 6.500 1.1577 0.00992 0.00504 -0.0881 0.5240 1.0000 7.500 1.2154 0.01090 0.00589 -0.0790 0.4570 1.0000 8.000 1.2368 0.01173 0.00660 -0.0733 0.4178 1.0000 8.500 1.2530 0.01284 0.00758 -0.0670 0.3759 1.0000 9.000 1.2652 0.01425 0.00884 -0.0606 0.3342 1.0000 9.500 1.2742 0.01600 0.01046 -0.0543 0.2928 1.0000 10.000 1.2841 0.01800 0.01234 -0.0488 0.2543 1.0000 10.500 1.2945 0.02021 0.01446 -0.0440 0.2180 1.0000 11.000 1.3030 0.02278 0.01692 -0.0395 0.1841 1.0000 11.500 1.3109 0.02560 0.01965 -0.0355 0.1536 1.0000 12.000 1.3183 0.02867 0.02262 -0.0319 0.1245 1.0000 13.000 1.3317 0.03561 0.02943 -0.0261 0.0766 1.0000 13.500 1.3383 0.03946 0.03326 -0.0239 0.0585 1.0000 14.000 1.3447 0.04358 0.03740 -0.0221 0.0457 1.0000 14.500 1.3499 0.04808 0.04196 -0.0208 0.0362 1.0000 15.000 1.3550 0.05286 0.04682 -0.0200 0.0283 1.0000 15.500 1.3594 0.05801 0.05209 -0.0197 0.0226 1.0000 16.000 1.3630 0.06352 0.05774 -0.0198 0.0182 1.0000 16.500 1.3642 0.06965 0.06403 -0.0205 0.0147 1.0000 17.000 1.3618 0.07655 0.07108 -0.0218 0.0101 1.0000 17.500 1.3447 0.08601 0.08069 -0.0241 0.0051 1.0000 18.000 1.3274 0.09615 0.09107 -0.0275 0.0036 1.0000 18.500 1.3094 0.10694 0.10215 -0.0317 0.0030 1.0000 19.000 1.2923 0.11797 0.11345 -0.0367 0.0027 1.0000 19.500 1.2744 0.12948 0.12523 -0.0425 0.0025 1.0000 20.000 1.2548 0.14154 0.13753 -0.0490 0.0023 1.0000 20.500 1.2354 0.15375 0.14998 -0.0560 0.0022 1.0000 21.000 1.2179 0.16572 0.16216 -0.0632 0.0022 1.0000 21.500 1.2023 0.17732 0.17394 -0.0704 0.0021 1.0000 22.000 1.1910 0.18803 0.18481 -0.0772 0.0021 1.0000 22.500 1.1839 0.19792 0.19486 -0.0836 0.0020 1.0000 23.000 1.1776 0.20772 0.20482 -0.0900 0.0020 1.0000 23.500 1.1714 0.21766 0.21493 -0.0966 0.0020 1.0000 24.000 1.1644 0.22801 0.22544 -0.1034 0.0020 1.0000 24.500 1.1535 0.23986 0.23748 -0.1109 0.0020 1.0000 25.000 1.1394 0.25334 0.25112 -0.1189 0.0020 1.0000