XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 549 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 0.3301 0.01060 0.00426 -0.0695 0.6049 0.6328 1.000 0.4417 0.01060 0.00421 -0.0701 0.5848 0.6387 1.500 0.4977 0.01068 0.00427 -0.0705 0.5756 0.6420 2.000 0.5531 0.01074 0.00432 -0.0707 0.5661 0.6460 2.500 0.6097 0.01094 0.00443 -0.0713 0.5571 0.6492 3.000 0.6643 0.01092 0.00449 -0.0715 0.5494 0.6527 3.500 0.7190 0.01101 0.00463 -0.0716 0.5410 0.6563 4.000 0.7738 0.01121 0.00485 -0.0718 0.5323 0.6602 4.500 0.8267 0.01129 0.00503 -0.0716 0.5226 0.6647 5.000 0.8799 0.01153 0.00524 -0.0715 0.5113 0.6694 5.500 0.9305 0.01156 0.00542 -0.0708 0.5008 0.6741 6.000 0.9808 0.01177 0.00568 -0.0701 0.4885 0.6790 6.500 1.0287 0.01188 0.00594 -0.0689 0.4757 0.6846 7.000 1.0753 0.01212 0.00625 -0.0676 0.4614 0.6902 7.500 1.1172 0.01234 0.00655 -0.0653 0.4442 0.6966 8.000 1.1547 0.01262 0.00692 -0.0622 0.4238 0.7039 8.500 1.1825 0.01296 0.00734 -0.0572 0.3992 0.7121 9.000 1.2027 0.01358 0.00800 -0.0511 0.3651 0.7213 10.000 1.2110 0.01633 0.01056 -0.0356 0.2810 0.7439 10.500 1.2146 0.01816 0.01239 -0.0290 0.2525 0.7589 11.000 1.2199 0.02017 0.01445 -0.0234 0.2175 0.7791 11.500 1.2139 0.02298 0.01727 -0.0173 0.1843 0.8107 12.000 1.2148 0.02607 0.02065 -0.0137 0.1539 0.9767 14.000 1.2124 0.04285 0.03725 -0.0043 0.0728 1.0000 14.500 1.2106 0.04799 0.04237 -0.0035 0.0601 1.0000 15.000 1.2119 0.05315 0.04759 -0.0032 0.0493 1.0000 15.500 1.2094 0.05900 0.05346 -0.0034 0.0412 1.0000 16.000 1.2107 0.06473 0.05929 -0.0040 0.0341 1.0000 16.500 1.2100 0.07096 0.06562 -0.0051 0.0287 1.0000 17.000 1.2079 0.07770 0.07246 -0.0067 0.0244 1.0000 17.500 1.2049 0.08483 0.07972 -0.0087 0.0209 1.0000 18.000 1.2004 0.09250 0.08754 -0.0113 0.0182 1.0000 18.500 1.1930 0.10086 0.09606 -0.0145 0.0158 1.0000 19.000 1.1833 0.10990 0.10523 -0.0184 0.0139 1.0000 19.500 1.1781 0.11841 0.11395 -0.0223 0.0121 1.0000 20.000 1.1665 0.12814 0.12384 -0.0272 0.0107 1.0000 20.500 1.1584 0.13742 0.13330 -0.0322 0.0094 1.0000 21.000 1.1463 0.14745 0.14349 -0.0379 0.0085 1.0000 21.500 1.1386 0.15671 0.15293 -0.0433 0.0077 1.0000 22.000 1.1292 0.16633 0.16268 -0.0493 0.0070 1.0000 22.500 1.1212 0.17560 0.17209 -0.0551 0.0065 1.0000 23.000 1.1157 0.18451 0.18116 -0.0609 0.0061 1.0000 23.500 1.1108 0.19325 0.19004 -0.0668 0.0056 1.0000 24.000 1.1075 0.20163 0.19852 -0.0725 0.0054 1.0000 24.500 1.1050 0.20961 0.20656 -0.0781 0.0050 1.0000 25.000 1.0980 0.21900 0.21613 -0.0845 0.0048 1.0000 25.500 1.0900 0.22877 0.22608 -0.0911 0.0047 1.0000 26.000 1.0732 0.24124 0.23877 -0.0989 0.0046 1.0000