XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 552 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 0.3912 0.01129 0.00424 -0.0834 0.5300 0.5339 0.500 0.4488 0.01133 0.00427 -0.0839 0.5249 0.5383 1.000 0.5061 0.01131 0.00429 -0.0844 0.5199 0.5436 1.500 0.5634 0.01142 0.00440 -0.0848 0.5150 0.5490 2.000 0.6214 0.01177 0.00469 -0.0854 0.5088 0.5555 2.500 0.6780 0.01184 0.00484 -0.0858 0.5051 0.5615 3.000 0.7341 0.01189 0.00501 -0.0860 0.5000 0.5683 3.500 0.7907 0.01203 0.00521 -0.0863 0.4948 0.5757 4.000 0.8475 0.01228 0.00545 -0.0867 0.4889 0.5832 4.500 0.9025 0.01246 0.00579 -0.0868 0.4832 0.5923 5.000 0.9573 0.01259 0.00602 -0.0867 0.4771 0.6021 5.500 1.0118 0.01264 0.00620 -0.0867 0.4703 0.6132 6.000 1.0665 0.01294 0.00656 -0.0867 0.4626 0.6251 6.500 1.1182 0.01296 0.00681 -0.0861 0.4552 0.6390 7.000 1.1703 0.01302 0.00699 -0.0855 0.4464 0.6547 7.500 1.2205 0.01318 0.00735 -0.0847 0.4369 0.6738 8.000 1.2686 0.01320 0.00756 -0.0834 0.4254 0.6965 8.500 1.3149 0.01334 0.00792 -0.0818 0.4126 0.7237 9.000 1.3568 0.01349 0.00826 -0.0794 0.3964 0.7578 9.500 1.3923 0.01369 0.00871 -0.0759 0.3740 0.8072 10.000 1.4081 0.01389 0.00921 -0.0684 0.3436 1.0000 10.500 1.4176 0.01511 0.01028 -0.0612 0.3046 1.0000 11.000 1.4161 0.01697 0.01199 -0.0533 0.2673 1.0000 11.500 1.4066 0.01960 0.01451 -0.0459 0.2351 1.0000 12.000 1.3957 0.02305 0.01791 -0.0400 0.2070 1.0000 12.500 1.3812 0.02753 0.02235 -0.0356 0.1814 1.0000 13.500 1.3494 0.03862 0.03340 -0.0304 0.1380 1.0000 14.000 1.3360 0.04465 0.03943 -0.0291 0.1194 1.0000 15.000 1.3162 0.05737 0.05213 -0.0287 0.0866 1.0000 15.500 1.3113 0.06376 0.05854 -0.0292 0.0746 1.0000 16.000 1.3053 0.07061 0.06541 -0.0303 0.0634 1.0000 16.500 1.3034 0.07730 0.07217 -0.0317 0.0539 1.0000 17.000 1.3003 0.08442 0.07935 -0.0336 0.0458 1.0000 17.500 1.2968 0.09187 0.08687 -0.0358 0.0394 1.0000 18.000 1.2944 0.09938 0.09448 -0.0384 0.0342 1.0000 18.500 1.2907 0.10735 0.10255 -0.0414 0.0298 1.0000 19.000 1.2869 0.11551 0.11084 -0.0449 0.0261 1.0000 19.500 1.2826 0.12386 0.11932 -0.0487 0.0226 1.0000 20.000 1.2774 0.13246 0.12806 -0.0529 0.0197 1.0000 20.500 1.2705 0.14140 0.13714 -0.0575 0.0174 1.0000 21.000 1.2611 0.15081 0.14665 -0.0628 0.0155 1.0000 21.500 1.2576 0.15922 0.15524 -0.0677 0.0137 1.0000 22.000 1.2497 0.16839 0.16453 -0.0733 0.0123 1.0000 22.500 1.2457 0.17684 0.17312 -0.0787 0.0111 1.0000 23.000 1.2393 0.18564 0.18200 -0.0845 0.0102 1.0000 23.500 1.2365 0.19388 0.19042 -0.0901 0.0091 1.0000 24.000 1.2317 0.20241 0.19905 -0.0961 0.0084 1.0000 24.500 1.2281 0.21070 0.20746 -0.1019 0.0077 1.0000 25.000 1.2246 0.21902 0.21592 -0.1079 0.0070 1.0000 25.500 1.2218 0.22714 0.22412 -0.1139 0.0065 1.0000 26.000 1.2213 0.23452 0.23157 -0.1195 0.0060 1.0000 26.500 1.2163 0.24321 0.24044 -0.1259 0.0056 1.0000 27.000 1.2114 0.25192 0.24930 -0.1323 0.0053 1.0000 27.500 1.2057 0.26095 0.25845 -0.1388 0.0050 1.0000 28.000 1.1985 0.27057 0.26819 -0.1456 0.0048 1.0000