XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 557 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 0.5873 0.00949 0.00328 -0.1441 0.6730 0.4952 0.500 0.6416 0.00962 0.00331 -0.1437 0.6539 0.5017 1.000 0.6955 0.00972 0.00336 -0.1432 0.6351 0.5088 1.500 0.7486 0.00987 0.00347 -0.1426 0.6158 0.5160 2.000 0.8017 0.01003 0.00361 -0.1419 0.5966 0.5232 2.500 0.8540 0.01016 0.00375 -0.1412 0.5772 0.5308 3.000 0.9056 0.01037 0.00397 -0.1403 0.5573 0.5396 3.500 0.9566 0.01060 0.00417 -0.1393 0.5369 0.5485 4.000 1.0066 0.01084 0.00445 -0.1381 0.5164 0.5579 4.500 1.0559 0.01115 0.00475 -0.1368 0.4958 0.5678 5.000 1.1039 0.01144 0.00510 -0.1353 0.4748 0.5796 5.500 1.1507 0.01179 0.00548 -0.1335 0.4529 0.5925 6.000 1.1959 0.01218 0.00591 -0.1315 0.4300 0.6065 6.500 1.2392 0.01259 0.00640 -0.1291 0.4064 0.6222 7.000 1.2779 0.01305 0.00692 -0.1259 0.3812 0.6408 7.500 1.3137 0.01361 0.00754 -0.1222 0.3537 0.6631 8.000 1.3458 0.01438 0.00830 -0.1180 0.3231 0.6894 8.500 1.3765 0.01517 0.00917 -0.1136 0.2893 0.7226 9.000 1.4015 0.01623 0.01025 -0.1085 0.2523 0.7712 9.500 1.4125 0.01730 0.01151 -0.1009 0.2187 0.8880 10.000 1.4312 0.01874 0.01289 -0.0956 0.1869 1.0000 10.500 1.4478 0.02066 0.01470 -0.0905 0.1584 1.0000 11.000 1.4615 0.02288 0.01684 -0.0856 0.1339 1.0000 11.500 1.4748 0.02532 0.01926 -0.0812 0.1138 1.0000 12.000 1.4850 0.02818 0.02211 -0.0770 0.0969 1.0000 12.500 1.4919 0.03156 0.02549 -0.0733 0.0826 1.0000 13.000 1.4993 0.03522 0.02921 -0.0703 0.0706 1.0000 13.500 1.5030 0.03952 0.03357 -0.0677 0.0605 1.0000 14.000 1.5038 0.04449 0.03861 -0.0658 0.0522 1.0000 15.000 1.4994 0.05638 0.05073 -0.0643 0.0397 1.0000 15.500 1.4947 0.06333 0.05782 -0.0647 0.0349 1.0000 16.000 1.4906 0.07068 0.06534 -0.0657 0.0310 1.0000 16.500 1.4851 0.07864 0.07349 -0.0675 0.0277 1.0000 17.000 1.4745 0.08783 0.08286 -0.0702 0.0252 1.0000 17.500 1.4642 0.09735 0.09256 -0.0736 0.0229 1.0000 18.000 1.4556 0.10689 0.10232 -0.0774 0.0208 1.0000 18.500 1.4409 0.11771 0.11329 -0.0823 0.0192 1.0000 19.000 1.4342 0.12724 0.12305 -0.0869 0.0175 1.0000 19.500 1.4215 0.13785 0.13381 -0.0925 0.0162 1.0000 20.000 1.4132 0.14773 0.14390 -0.0980 0.0149 1.0000 20.500 1.4036 0.15782 0.15415 -0.1041 0.0138 1.0000 21.000 1.3935 0.16791 0.16440 -0.1104 0.0127 1.0000 21.500 1.3860 0.17758 0.17425 -0.1168 0.0117 1.0000 22.000 1.3774 0.18727 0.18402 -0.1234 0.0108 1.0000 22.500 1.3699 0.19692 0.19388 -0.1301 0.0099 1.0000 23.000 1.3630 0.20645 0.20354 -0.1370 0.0091 1.0000 23.500 1.3589 0.21500 0.21213 -0.1433 0.0084 1.0000 24.000 1.3500 0.22516 0.22252 -0.1508 0.0078 1.0000 24.500 1.3429 0.23483 0.23233 -0.1580 0.0072 1.0000 25.000 1.3394 0.24348 0.24106 -0.1647 0.0067 1.0000 25.500 1.3348 0.25232 0.24999 -0.1715 0.0063 1.0000 26.000 1.3163 0.26586 0.26377 -0.1811 0.0060 1.0000