XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 551 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 0.4131 0.01034 0.00374 -0.0947 0.6101 0.5349 0.500 0.4693 0.01042 0.00374 -0.0949 0.6000 0.5404 1.000 0.5258 0.01051 0.00379 -0.0953 0.5911 0.5452 1.500 0.5810 0.01050 0.00384 -0.0954 0.5819 0.5509 2.000 0.6378 0.01071 0.00399 -0.0959 0.5724 0.5568 2.500 0.6924 0.01077 0.00412 -0.0958 0.5644 0.5631 3.000 0.7472 0.01084 0.00424 -0.0958 0.5555 0.5704 3.500 0.8021 0.01103 0.00448 -0.0959 0.5463 0.5778 4.000 0.8555 0.01114 0.00465 -0.0956 0.5367 0.5854 4.500 0.9096 0.01134 0.00489 -0.0956 0.5262 0.5944 5.000 0.9609 0.01143 0.00513 -0.0949 0.5168 0.6043 5.500 1.0129 0.01164 0.00538 -0.0944 0.5056 0.6156 6.500 1.1110 0.01201 0.00599 -0.0923 0.4814 0.6426 7.000 1.1559 0.01211 0.00632 -0.0904 0.4679 0.6587 7.500 1.1990 0.01235 0.00670 -0.0883 0.4526 0.6778 8.000 1.2369 0.01264 0.00711 -0.0851 0.4345 0.7017 8.500 1.2648 0.01295 0.00757 -0.0800 0.4130 0.7316 9.000 1.2873 0.01342 0.00823 -0.0742 0.3853 0.7716 9.500 1.2958 0.01418 0.00915 -0.0661 0.3511 0.8437 10.500 1.3025 0.01757 0.01241 -0.0518 0.2678 1.0000 11.000 1.3029 0.02011 0.01482 -0.0458 0.2313 1.0000 11.500 1.3016 0.02316 0.01776 -0.0406 0.1991 1.0000 12.000 1.2975 0.02679 0.02128 -0.0360 0.1691 1.0000 12.500 1.2969 0.03057 0.02501 -0.0325 0.1426 1.0000 13.000 1.2936 0.03494 0.02931 -0.0297 0.1206 1.0000 13.500 1.2937 0.03939 0.03375 -0.0276 0.1014 1.0000 14.000 1.2916 0.04437 0.03872 -0.0260 0.0848 1.0000 14.500 1.2906 0.04961 0.04396 -0.0251 0.0702 1.0000 15.000 1.2902 0.05508 0.04946 -0.0247 0.0581 1.0000 15.500 1.2884 0.06103 0.05544 -0.0247 0.0483 1.0000 16.000 1.2884 0.06707 0.06155 -0.0253 0.0402 1.0000 16.500 1.2876 0.07350 0.06807 -0.0263 0.0338 1.0000 17.000 1.2856 0.08036 0.07503 -0.0278 0.0289 1.0000 17.500 1.2833 0.08757 0.08236 -0.0297 0.0249 1.0000 18.000 1.2798 0.09521 0.09015 -0.0321 0.0216 1.0000 18.500 1.2744 0.10339 0.09848 -0.0350 0.0189 1.0000 19.000 1.2668 0.11215 0.10738 -0.0386 0.0167 1.0000 19.500 1.2599 0.12096 0.11635 -0.0425 0.0146 1.0000 20.000 1.2530 0.12989 0.12548 -0.0468 0.0129 1.0000 20.500 1.2416 0.13969 0.13540 -0.0519 0.0115 1.0000 21.000 1.2357 0.14859 0.14450 -0.0569 0.0101 1.0000 21.500 1.2225 0.15884 0.15487 -0.0629 0.0092 1.0000 22.000 1.2165 0.16782 0.16406 -0.0683 0.0082 1.0000 22.500 1.2084 0.17716 0.17353 -0.0743 0.0076 1.0000 23.000 1.1998 0.18647 0.18293 -0.0804 0.0070 1.0000 23.500 1.1945 0.19532 0.19197 -0.0863 0.0065 1.0000 24.000 1.1901 0.20392 0.20071 -0.0922 0.0060 1.0000 24.500 1.1876 0.21207 0.20897 -0.0979 0.0057 1.0000 25.000 1.1850 0.22015 0.21712 -0.1037 0.0054 1.0000 25.500 1.1817 0.22832 0.22540 -0.1096 0.0051 1.0000 26.000 1.1733 0.23813 0.23542 -0.1164 0.0049 1.0000 26.500 1.1591 0.24979 0.24729 -0.1243 0.0048 1.0000