XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 558 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 0.4794 0.00986 0.00304 -0.1088 0.5287 0.4137 0.500 0.5331 0.00992 0.00309 -0.1082 0.5100 0.4378 1.000 0.5877 0.01014 0.00326 -0.1078 0.4912 0.4526 1.500 0.6434 0.01020 0.00333 -0.1076 0.4804 0.4659 2.000 0.6967 0.01029 0.00348 -0.1070 0.4640 0.4947 2.500 0.7501 0.01069 0.00378 -0.1064 0.4439 0.5139 3.000 0.8049 0.01067 0.00396 -0.1061 0.4381 0.5510 3.500 0.8592 0.01077 0.00417 -0.1057 0.4283 0.5888 4.000 0.9112 0.01094 0.00445 -0.1049 0.4160 0.6434 4.500 0.9611 0.01134 0.00500 -0.1037 0.3963 0.7281 5.000 1.0059 0.01116 0.00528 -0.1010 0.3923 0.8679 5.500 1.0622 0.01125 0.00564 -0.1010 0.3847 1.0000 6.000 1.1143 0.01160 0.00595 -0.1003 0.3736 1.0000 6.500 1.1635 0.01218 0.00643 -0.0992 0.3597 1.0000 7.000 1.2151 0.01277 0.00703 -0.0986 0.3484 1.0000 7.500 1.2658 0.01303 0.00738 -0.0977 0.3421 1.0000 8.000 1.3146 0.01339 0.00777 -0.0965 0.3316 1.0000 8.500 1.3585 0.01398 0.00831 -0.0944 0.3181 1.0000 9.000 1.4032 0.01469 0.00912 -0.0927 0.3041 1.0000 9.500 1.4472 0.01498 0.00953 -0.0906 0.2943 1.0000 10.000 1.4826 0.01563 0.01014 -0.0872 0.2788 1.0000 10.500 1.5146 0.01656 0.01109 -0.0835 0.2623 1.0000 11.000 1.5530 0.01720 0.01186 -0.0809 0.2513 1.0000 11.500 1.5717 0.01861 0.01316 -0.0757 0.2261 1.0000 12.000 1.5909 0.02021 0.01468 -0.0711 0.1995 1.0000 12.500 1.6021 0.02245 0.01690 -0.0663 0.1750 1.0000 13.000 1.6008 0.02582 0.02027 -0.0613 0.1478 1.0000 13.500 1.5901 0.03039 0.02475 -0.0571 0.1233 1.0000 14.000 1.5804 0.03572 0.03010 -0.0545 0.1046 1.0000 14.500 1.5661 0.04215 0.03659 -0.0530 0.0886 1.0000 15.000 1.5435 0.04995 0.04446 -0.0525 0.0760 1.0000 15.500 1.5224 0.05795 0.05256 -0.0530 0.0648 1.0000 16.000 1.5016 0.06664 0.06138 -0.0542 0.0573 1.0000 16.500 1.4726 0.07719 0.07203 -0.0567 0.0482 1.0000 17.000 1.4604 0.08559 0.08055 -0.0589 0.0409 1.0000 17.500 1.4279 0.09719 0.09220 -0.0629 0.0310 1.0000 18.000 1.3980 0.10852 0.10362 -0.0675 0.0221 1.0000 18.500 1.3617 0.12058 0.11579 -0.0731 0.0130 1.0000 19.000 1.3479 0.12899 0.12438 -0.0776 0.0120 1.0000 19.500 1.3387 0.13727 0.13284 -0.0820 0.0113 1.0000 20.000 1.3267 0.14685 0.14262 -0.0871 0.0108 1.0000 20.500 1.3231 0.15511 0.15105 -0.0914 0.0103 1.0000 21.000 1.3137 0.16517 0.16131 -0.0968 0.0100 1.0000 21.500 1.3103 0.17433 0.17064 -0.1014 0.0098 1.0000 22.000 1.3086 0.18332 0.17981 -0.1060 0.0095 1.0000 22.500 1.2999 0.19461 0.19131 -0.1116 0.0093 1.0000 23.000 1.2897 0.20685 0.20382 -0.1174 0.0093 1.0000 23.500 1.2775 0.22015 0.21735 -0.1235 0.0092 1.0000 24.000 1.2500 0.23905 0.23653 -0.1317 0.0092 1.0000 24.500 1.1903 0.27008 0.26791 -0.1432 0.0093 1.0000