XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 556 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 0.5104 0.00943 0.00318 -0.1259 0.6727 0.5064 0.500 0.5648 0.00950 0.00316 -0.1255 0.6524 0.5125 1.000 0.6186 0.00959 0.00325 -0.1250 0.6326 0.5193 1.500 0.6724 0.00972 0.00333 -0.1245 0.6125 0.5261 2.000 0.7260 0.00984 0.00343 -0.1240 0.5925 0.5327 2.500 0.7786 0.00999 0.00359 -0.1233 0.5719 0.5400 3.000 0.8308 0.01021 0.00379 -0.1225 0.5506 0.5484 3.500 0.8822 0.01039 0.00399 -0.1216 0.5292 0.5565 4.000 0.9331 0.01064 0.00425 -0.1206 0.5076 0.5654 4.500 0.9831 0.01091 0.00453 -0.1195 0.4853 0.5748 5.000 1.0320 0.01122 0.00487 -0.1181 0.4621 0.5860 5.500 1.0799 0.01155 0.00524 -0.1166 0.4386 0.5975 6.000 1.1264 0.01195 0.00566 -0.1148 0.4139 0.6105 6.500 1.1706 0.01238 0.00614 -0.1127 0.3874 0.6250 7.000 1.2119 0.01292 0.00669 -0.1100 0.3595 0.6424 7.500 1.2499 0.01346 0.00730 -0.1067 0.3295 0.6623 8.000 1.2819 0.01417 0.00801 -0.1025 0.2953 0.6858 9.000 1.3352 0.01618 0.01000 -0.0927 0.2175 0.7560 9.500 1.3543 0.01735 0.01127 -0.0867 0.1846 0.8235 10.500 1.3845 0.02029 0.01425 -0.0749 0.1303 1.0000 11.000 1.3990 0.02241 0.01629 -0.0701 0.1085 1.0000 11.500 1.4126 0.02475 0.01861 -0.0657 0.0907 1.0000 12.000 1.4224 0.02756 0.02142 -0.0616 0.0764 1.0000 12.500 1.4317 0.03069 0.02459 -0.0581 0.0643 1.0000 13.000 1.4359 0.03451 0.02845 -0.0550 0.0546 1.0000 13.500 1.4388 0.03883 0.03285 -0.0526 0.0469 1.0000 14.000 1.4407 0.04363 0.03777 -0.0509 0.0406 1.0000 14.500 1.4389 0.04925 0.04352 -0.0500 0.0358 1.0000 15.000 1.4338 0.05573 0.05013 -0.0499 0.0318 1.0000 15.500 1.4320 0.06229 0.05686 -0.0505 0.0283 1.0000 16.000 1.4277 0.06964 0.06440 -0.0519 0.0253 1.0000 16.500 1.4175 0.07828 0.07321 -0.0542 0.0231 1.0000 17.000 1.4105 0.08695 0.08207 -0.0571 0.0209 1.0000 17.500 1.3993 0.09667 0.09200 -0.0609 0.0192 1.0000 18.000 1.3895 0.10654 0.10206 -0.0652 0.0176 1.0000 18.500 1.3762 0.11718 0.11290 -0.0702 0.0164 1.0000 19.000 1.3669 0.12734 0.12327 -0.0754 0.0151 1.0000 19.500 1.3534 0.13826 0.13433 -0.0815 0.0142 1.0000 20.000 1.3451 0.14827 0.14457 -0.0872 0.0131 1.0000 20.500 1.3370 0.15827 0.15474 -0.0934 0.0122 1.0000 21.000 1.3276 0.16831 0.16486 -0.0998 0.0113 1.0000 21.500 1.3199 0.17829 0.17508 -0.1064 0.0104 1.0000 22.000 1.3127 0.18810 0.18503 -0.1132 0.0097 1.0000 22.500 1.3070 0.19727 0.19426 -0.1196 0.0089 1.0000 23.000 1.2977 0.20774 0.20497 -0.1271 0.0083 1.0000 23.500 1.2903 0.21770 0.21508 -0.1343 0.0077 1.0000 24.000 1.2861 0.22684 0.22429 -0.1411 0.0072 1.0000 24.500 1.2791 0.23658 0.23415 -0.1483 0.0067 1.0000 25.000 1.2590 0.25066 0.24848 -0.1581 0.0064 1.0000