XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 435 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 0.6739 0.01048 0.00497 -0.1551 0.7135 0.6805 0.500 0.7301 0.01041 0.00487 -0.1554 0.7056 0.6855 1.000 0.7887 0.01053 0.00493 -0.1563 0.6976 0.6900 1.500 0.8411 0.01052 0.00497 -0.1559 0.6890 0.6958 2.000 0.8979 0.01054 0.00491 -0.1564 0.6799 0.7010 2.500 0.9516 0.01058 0.00499 -0.1563 0.6706 0.7058 3.000 1.0037 0.01058 0.00504 -0.1558 0.6601 0.7111 3.500 1.0574 0.01069 0.00515 -0.1557 0.6491 0.7174 4.000 1.1075 0.01072 0.00522 -0.1548 0.6367 0.7234 4.500 1.1562 0.01082 0.00539 -0.1537 0.6233 0.7292 5.000 1.2048 0.01097 0.00553 -0.1525 0.6079 0.7359 5.500 1.2474 0.01112 0.00576 -0.1502 0.5908 0.7426 6.000 1.2868 0.01133 0.00606 -0.1472 0.5716 0.7502 6.500 1.3184 0.01162 0.00638 -0.1426 0.5494 0.7589 7.000 1.3445 0.01208 0.00685 -0.1371 0.5233 0.7673 7.500 1.3678 0.01275 0.00750 -0.1314 0.4939 0.7772 8.000 1.3872 0.01360 0.00835 -0.1252 0.4604 0.7879 8.500 1.4003 0.01482 0.00950 -0.1184 0.4251 0.8015 9.000 1.4099 0.01630 0.01096 -0.1114 0.3878 0.8175 9.500 1.4177 0.01809 0.01274 -0.1048 0.3517 0.8379 10.000 1.4194 0.02026 0.01491 -0.0978 0.3162 0.8739 11.000 1.4342 0.02526 0.01985 -0.0877 0.2497 1.0000 11.500 1.4442 0.02828 0.02278 -0.0839 0.2171 1.0000 12.000 1.4523 0.03165 0.02606 -0.0804 0.1881 1.0000 12.500 1.4618 0.03514 0.02949 -0.0774 0.1611 1.0000 13.000 1.4684 0.03910 0.03338 -0.0746 0.1365 1.0000 13.500 1.4761 0.04322 0.03747 -0.0723 0.1138 1.0000 14.000 1.4820 0.04773 0.04195 -0.0704 0.0944 1.0000 14.500 1.4867 0.05266 0.04687 -0.0689 0.0780 1.0000 15.000 1.4917 0.05781 0.05207 -0.0679 0.0643 1.0000 15.500 1.4927 0.06371 0.05801 -0.0672 0.0530 1.0000 16.000 1.4957 0.06968 0.06407 -0.0671 0.0436 1.0000 16.500 1.4944 0.07649 0.07096 -0.0676 0.0364 1.0000 17.000 1.4925 0.08370 0.07830 -0.0685 0.0305 1.0000 17.500 1.4905 0.09118 0.08593 -0.0700 0.0258 1.0000 18.000 1.4859 0.09931 0.09422 -0.0721 0.0221 1.0000 18.500 1.4785 0.10808 0.10316 -0.0749 0.0193 1.0000 19.000 1.4733 0.11666 0.11196 -0.0780 0.0169 1.0000 19.500 1.4640 0.12606 0.12157 -0.0820 0.0150 1.0000 20.000 1.4508 0.13618 0.13185 -0.0867 0.0134 1.0000 20.500 1.4440 0.14520 0.14110 -0.0914 0.0118 1.0000 21.000 1.4293 0.15570 0.15176 -0.0972 0.0107 1.0000 21.500 1.4207 0.16508 0.16136 -0.1028 0.0093 1.0000 22.000 1.4054 0.17572 0.17215 -0.1095 0.0084 1.0000 22.500 1.3965 0.18522 0.18186 -0.1158 0.0073 1.0000 23.000 1.3828 0.19567 0.19244 -0.1229 0.0066 1.0000 23.500 1.3725 0.20551 0.20248 -0.1298 0.0058 1.0000 24.000 1.3629 0.21525 0.21236 -0.1368 0.0052 1.0000 24.500 1.3541 0.22458 0.22175 -0.1437 0.0047 1.0000 25.000 1.3462 0.23409 0.23147 -0.1508 0.0042 1.0000 25.500 1.3400 0.24312 0.24064 -0.1576 0.0039 1.0000 26.000 1.3355 0.25178 0.24941 -0.1642 0.0036 1.0000 26.500 1.3316 0.26020 0.25791 -0.1707 0.0033 1.0000 27.000 1.3245 0.26957 0.26740 -0.1777 0.0032 1.0000 27.500 1.3097 0.28212 0.28016 -0.1863 0.0031 1.0000