XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 555 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 0.4341 0.00932 0.00310 -0.1077 0.6711 0.5169 0.500 0.4887 0.00943 0.00312 -0.1073 0.6504 0.5229 1.000 0.5434 0.00958 0.00316 -0.1070 0.6297 0.5283 1.500 0.5971 0.00960 0.00320 -0.1066 0.6091 0.5351 2.000 0.6507 0.00974 0.00333 -0.1060 0.5879 0.5423 2.500 0.7040 0.00992 0.00346 -0.1055 0.5658 0.5487 3.000 0.7564 0.01004 0.00361 -0.1048 0.5437 0.5562 3.500 0.8084 0.01026 0.00383 -0.1040 0.5211 0.5643 4.000 0.8597 0.01049 0.00405 -0.1031 0.4979 0.5729 4.500 0.9101 0.01075 0.00435 -0.1020 0.4745 0.5820 5.000 0.9599 0.01108 0.00466 -0.1009 0.4504 0.5915 5.500 1.0080 0.01141 0.00504 -0.0994 0.4256 0.6027 6.000 1.0558 0.01178 0.00545 -0.0979 0.3999 0.6153 6.500 1.1019 0.01220 0.00592 -0.0962 0.3718 0.6292 7.000 1.1450 0.01271 0.00646 -0.0939 0.3415 0.6446 7.500 1.1853 0.01332 0.00708 -0.0912 0.3083 0.6626 8.000 1.2185 0.01408 0.00782 -0.0872 0.2701 0.6847 8.500 1.2459 0.01502 0.00870 -0.0823 0.2286 0.7113 9.000 1.2697 0.01614 0.00980 -0.0770 0.1902 0.7451 9.500 1.2921 0.01727 0.01101 -0.0717 0.1582 0.7962 10.500 1.3213 0.01997 0.01386 -0.0595 0.1091 1.0000 11.000 1.3371 0.02194 0.01578 -0.0548 0.0894 1.0000 11.500 1.3510 0.02419 0.01803 -0.0505 0.0738 1.0000 12.000 1.3601 0.02697 0.02080 -0.0463 0.0616 1.0000 12.500 1.3698 0.02998 0.02388 -0.0429 0.0515 1.0000 13.000 1.3747 0.03367 0.02763 -0.0399 0.0437 1.0000 13.500 1.3761 0.03803 0.03208 -0.0376 0.0376 1.0000 14.000 1.3760 0.04295 0.03712 -0.0361 0.0328 1.0000 14.500 1.3758 0.04835 0.04267 -0.0354 0.0289 1.0000 15.000 1.3741 0.05436 0.04886 -0.0355 0.0256 1.0000 15.500 1.3666 0.06157 0.05624 -0.0365 0.0230 1.0000 16.000 1.3568 0.06964 0.06447 -0.0384 0.0211 1.0000 16.500 1.3496 0.07790 0.07295 -0.0409 0.0192 1.0000 17.000 1.3358 0.08763 0.08285 -0.0446 0.0178 1.0000 17.500 1.3273 0.09699 0.09245 -0.0485 0.0163 1.0000 18.000 1.3155 0.10727 0.10291 -0.0533 0.0151 1.0000 18.500 1.3024 0.11795 0.11379 -0.0586 0.0140 1.0000 19.000 1.2937 0.12813 0.12418 -0.0641 0.0130 1.0000 19.500 1.2827 0.13872 0.13490 -0.0701 0.0121 1.0000 20.000 1.2733 0.14902 0.14541 -0.0762 0.0113 1.0000 20.500 1.2656 0.15912 0.15570 -0.0825 0.0105 1.0000 21.000 1.2587 0.16898 0.16569 -0.0889 0.0099 1.0000 21.500 1.2524 0.17847 0.17529 -0.0952 0.0092 1.0000 22.000 1.2434 0.18898 0.18603 -0.1024 0.0087 1.0000 22.500 1.2356 0.19924 0.19646 -0.1095 0.0081 1.0000 23.000 1.2307 0.20877 0.20609 -0.1164 0.0077 1.0000 23.500 1.2258 0.21802 0.21541 -0.1231 0.0072 1.0000 24.000 1.2080 0.23140 0.22905 -0.1323 0.0070 1.0000