XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 553 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 0.4464 0.01017 0.00356 -0.1042 0.6088 0.5157 0.500 0.5021 0.01026 0.00360 -0.1043 0.5961 0.5216 1.000 0.5575 0.01033 0.00360 -0.1043 0.5836 0.5273 1.500 0.6122 0.01039 0.00371 -0.1042 0.5712 0.5341 2.000 0.6670 0.01055 0.00382 -0.1041 0.5589 0.5411 2.500 0.7217 0.01066 0.00396 -0.1041 0.5475 0.5476 3.000 0.7754 0.01082 0.00412 -0.1038 0.5351 0.5550 3.500 0.8289 0.01096 0.00433 -0.1035 0.5235 0.5634 4.000 0.8821 0.01121 0.00456 -0.1032 0.5108 0.5719 4.500 0.9340 0.01131 0.00482 -0.1025 0.4999 0.5810 5.000 0.9856 0.01161 0.00510 -0.1020 0.4873 0.5907 5.500 1.0353 0.01174 0.00539 -0.1009 0.4748 0.6022 6.000 1.0843 0.01203 0.00575 -0.0998 0.4620 0.6146 6.500 1.1312 0.01229 0.00609 -0.0983 0.4478 0.6285 7.000 1.1766 0.01254 0.00651 -0.0965 0.4335 0.6444 7.500 1.2182 0.01289 0.00696 -0.0941 0.4181 0.6631 8.000 1.2543 0.01321 0.00741 -0.0906 0.4013 0.6857 8.500 1.2870 0.01358 0.00795 -0.0865 0.3830 0.7127 9.000 1.3152 0.01410 0.00864 -0.0817 0.3622 0.7489 9.500 1.3369 0.01475 0.00948 -0.0760 0.3377 0.8055 10.000 1.3475 0.01550 0.01047 -0.0687 0.3096 1.0000 10.500 1.3624 0.01700 0.01189 -0.0633 0.2749 1.0000 11.000 1.3678 0.01914 0.01389 -0.0573 0.2397 1.0000 11.500 1.3664 0.02197 0.01658 -0.0515 0.2049 1.0000 12.000 1.3660 0.02518 0.01969 -0.0467 0.1735 1.0000 12.500 1.3636 0.02891 0.02336 -0.0426 0.1473 1.0000 13.000 1.3603 0.03313 0.02752 -0.0394 0.1244 1.0000 13.500 1.3570 0.03776 0.03214 -0.0369 0.1053 1.0000 14.000 1.3535 0.04283 0.03722 -0.0351 0.0888 1.0000 14.500 1.3480 0.04853 0.04293 -0.0341 0.0747 1.0000 15.000 1.3444 0.05443 0.04888 -0.0337 0.0626 1.0000 15.500 1.3383 0.06100 0.05549 -0.0340 0.0529 1.0000 16.000 1.3334 0.06782 0.06240 -0.0348 0.0448 1.0000 16.500 1.3278 0.07512 0.06981 -0.0362 0.0384 1.0000 17.000 1.3218 0.08280 0.07760 -0.0381 0.0330 1.0000 17.500 1.3155 0.09088 0.08580 -0.0405 0.0289 1.0000 18.000 1.3084 0.09931 0.09436 -0.0435 0.0254 1.0000 18.500 1.2990 0.10838 0.10355 -0.0470 0.0227 1.0000 19.000 1.2960 0.11660 0.11194 -0.0505 0.0201 1.0000 19.500 1.2896 0.12546 0.12096 -0.0546 0.0181 1.0000 20.000 1.2816 0.13465 0.13027 -0.0593 0.0165 1.0000 20.500 1.2777 0.14315 0.13895 -0.0638 0.0150 1.0000 21.000 1.2704 0.15223 0.14814 -0.0689 0.0137 1.0000 21.500 1.2667 0.16069 0.15678 -0.0739 0.0124 1.0000 22.000 1.2622 0.16924 0.16546 -0.0792 0.0114 1.0000 22.500 1.2568 0.17786 0.17421 -0.0847 0.0104 1.0000 23.000 1.2527 0.18634 0.18284 -0.0904 0.0095 1.0000 23.500 1.2476 0.19489 0.19147 -0.0962 0.0088 1.0000 24.000 1.2431 0.20338 0.20012 -0.1021 0.0081 1.0000 24.500 1.2391 0.21179 0.20868 -0.1081 0.0074 1.0000 25.000 1.2360 0.21991 0.21689 -0.1140 0.0069 1.0000 25.500 1.2346 0.22747 0.22452 -0.1197 0.0064 1.0000 26.000 1.2273 0.23673 0.23398 -0.1264 0.0061 1.0000 26.500 1.2173 0.24680 0.24423 -0.1336 0.0058 1.0000 27.000 1.2038 0.25808 0.25569 -0.1414 0.0055 1.0000