XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 554 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4770 0.01110 0.00397 -0.0925 0.5017 0.5192 1.000 0.5344 0.01121 0.00404 -0.0928 0.4948 0.5251 1.500 0.5911 0.01134 0.00414 -0.0931 0.4872 0.5318 2.000 0.6481 0.01151 0.00436 -0.0934 0.4814 0.5387 2.500 0.7048 0.01164 0.00452 -0.0936 0.4752 0.5455 3.000 0.7609 0.01173 0.00467 -0.0938 0.4689 0.5527 3.500 0.8179 0.01212 0.00505 -0.0942 0.4618 0.5607 4.000 0.8733 0.01223 0.00527 -0.0942 0.4568 0.5694 4.500 0.9283 0.01235 0.00553 -0.0941 0.4505 0.5787 5.500 1.0379 0.01287 0.00621 -0.0940 0.4366 0.5992 6.000 1.0909 0.01299 0.00647 -0.0936 0.4290 0.6117 6.500 1.1436 0.01320 0.00676 -0.0931 0.4210 0.6259 7.000 1.1953 0.01344 0.00719 -0.0925 0.4125 0.6411 7.500 1.2451 0.01354 0.00747 -0.0915 0.4029 0.6589 8.000 1.2940 0.01383 0.00790 -0.0904 0.3925 0.6809 8.500 1.3404 0.01393 0.00823 -0.0888 0.3805 0.7073 9.000 1.3840 0.01418 0.00869 -0.0867 0.3671 0.7393 9.500 1.4215 0.01447 0.00917 -0.0835 0.3501 0.7843 10.000 1.4456 0.01465 0.00968 -0.0777 0.3303 0.8739 10.500 1.4666 0.01525 0.01037 -0.0718 0.3040 1.0000 11.000 1.4819 0.01651 0.01154 -0.0658 0.2717 1.0000 11.500 1.4839 0.01844 0.01336 -0.0587 0.2384 1.0000 12.000 1.4748 0.02128 0.01609 -0.0517 0.2064 1.0000 12.500 1.4637 0.02496 0.01973 -0.0462 0.1800 1.0000 13.000 1.4499 0.02963 0.02439 -0.0422 0.1570 1.0000 13.500 1.4331 0.03530 0.03006 -0.0395 0.1375 1.0000 14.000 1.4157 0.04165 0.03644 -0.0380 0.1209 1.0000 14.500 1.3979 0.04861 0.04343 -0.0374 0.1061 1.0000 15.000 1.3827 0.05587 0.05074 -0.0377 0.0931 1.0000 15.500 1.3714 0.06316 0.05810 -0.0385 0.0810 1.0000 16.000 1.3613 0.07075 0.06574 -0.0400 0.0700 1.0000 16.500 1.3517 0.07867 0.07372 -0.0420 0.0602 1.0000 17.000 1.3426 0.08688 0.08200 -0.0444 0.0518 1.0000 17.500 1.3339 0.09539 0.09057 -0.0473 0.0448 1.0000 18.000 1.3260 0.10406 0.09932 -0.0506 0.0388 1.0000 18.500 1.3197 0.11269 0.10805 -0.0541 0.0339 1.0000 19.000 1.3150 0.12119 0.11667 -0.0579 0.0298 1.0000 19.500 1.3122 0.12943 0.12504 -0.0619 0.0264 1.0000 20.000 1.3070 0.13815 0.13388 -0.0663 0.0236 1.0000 20.500 1.2999 0.14715 0.14296 -0.0712 0.0214 1.0000 21.000 1.2989 0.15513 0.15110 -0.0757 0.0192 1.0000 21.500 1.2953 0.16347 0.15955 -0.0807 0.0174 1.0000 22.000 1.2930 0.17159 0.16777 -0.0858 0.0157 1.0000 22.500 1.2897 0.17981 0.17613 -0.0912 0.0142 1.0000 23.000 1.2869 0.18797 0.18440 -0.0967 0.0130 1.0000 23.500 1.2845 0.19593 0.19247 -0.1022 0.0118 1.0000 24.000 1.2824 0.20389 0.20055 -0.1079 0.0107 1.0000 24.500 1.2798 0.21178 0.20850 -0.1136 0.0098 1.0000 25.000 1.2766 0.22001 0.21691 -0.1197 0.0090 1.0000 25.500 1.2747 0.22780 0.22478 -0.1255 0.0082 1.0000 26.000 1.2735 0.23526 0.23232 -0.1313 0.0076 1.0000 26.500 1.2688 0.24376 0.24100 -0.1377 0.0070 1.0000 27.000 1.2657 0.25182 0.24917 -0.1439 0.0066 1.0000 27.500 1.2661 0.25885 0.25625 -0.1496 0.0061 1.0000 28.000 1.2581 0.26823 0.26577 -0.1566 0.0058 1.0000