XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 559 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 0.5682 0.01016 0.00314 -0.1317 0.5455 0.3999 0.500 0.6226 0.01029 0.00324 -0.1311 0.5289 0.4162 1.000 0.6763 0.01040 0.00336 -0.1305 0.5128 0.4339 1.500 0.7294 0.01059 0.00350 -0.1298 0.4973 0.4520 2.000 0.7831 0.01072 0.00367 -0.1292 0.4832 0.4724 2.500 0.8363 0.01090 0.00388 -0.1285 0.4695 0.4955 3.000 0.8886 0.01114 0.00414 -0.1277 0.4563 0.5233 3.500 0.9417 0.01126 0.00442 -0.1271 0.4447 0.5592 4.000 0.9930 0.01152 0.00477 -0.1261 0.4327 0.6078 4.500 1.0443 0.01161 0.00512 -0.1251 0.4220 0.6814 5.500 1.1314 0.01167 0.00582 -0.1195 0.4011 1.0000 6.000 1.1813 0.01217 0.00624 -0.1184 0.3904 1.0000 6.500 1.2304 0.01252 0.00662 -0.1171 0.3802 1.0000 7.000 1.2774 0.01305 0.00711 -0.1155 0.3697 1.0000 7.500 1.3218 0.01341 0.00753 -0.1133 0.3589 1.0000 8.000 1.3615 0.01390 0.00803 -0.1103 0.3466 1.0000 8.500 1.3963 0.01445 0.00853 -0.1065 0.3306 1.0000 9.000 1.4346 0.01494 0.00909 -0.1034 0.3174 1.0000 9.500 1.4718 0.01557 0.00977 -0.1003 0.3047 1.0000 10.000 1.5035 0.01635 0.01056 -0.0964 0.2895 1.0000 10.500 1.5322 0.01727 0.01148 -0.0922 0.2695 1.0000 11.000 1.5576 0.01841 0.01264 -0.0879 0.2495 1.0000 11.500 1.5757 0.01998 0.01416 -0.0829 0.2259 1.0000 12.000 1.5853 0.02214 0.01625 -0.0775 0.1981 1.0000 12.500 1.5876 0.02503 0.01905 -0.0721 0.1720 1.0000 13.000 1.5881 0.02844 0.02244 -0.0675 0.1494 1.0000 13.500 1.5840 0.03266 0.02666 -0.0637 0.1301 1.0000 14.000 1.5760 0.03776 0.03178 -0.0608 0.1117 1.0000 14.500 1.5646 0.04376 0.03783 -0.0590 0.0965 1.0000 15.000 1.5493 0.05081 0.04493 -0.0581 0.0820 1.0000 15.500 1.5356 0.05831 0.05253 -0.0583 0.0721 1.0000 16.000 1.5207 0.06649 0.06081 -0.0593 0.0620 1.0000 16.500 1.5087 0.07481 0.06927 -0.0609 0.0554 1.0000 17.000 1.4930 0.08409 0.07868 -0.0633 0.0482 1.0000 17.500 1.4810 0.09320 0.08793 -0.0661 0.0429 1.0000 18.000 1.4677 0.10282 0.09768 -0.0695 0.0372 1.0000 18.500 1.4561 0.11239 0.10738 -0.0733 0.0326 1.0000 19.000 1.4452 0.12194 0.11704 -0.0773 0.0275 1.0000 19.500 1.4374 0.13104 0.12628 -0.0815 0.0239 1.0000 20.000 1.4298 0.14010 0.13546 -0.0859 0.0203 1.0000 20.500 1.4235 0.14891 0.14438 -0.0905 0.0175 1.0000 21.000 1.4177 0.15760 0.15319 -0.0953 0.0148 1.0000 21.500 1.4123 0.16618 0.16188 -0.1003 0.0127 1.0000 22.000 1.4070 0.17469 0.17052 -0.1055 0.0107 1.0000 22.500 1.4013 0.18327 0.17923 -0.1109 0.0088 1.0000 23.000 1.3952 0.19193 0.18802 -0.1166 0.0070 1.0000 23.500 1.3878 0.20088 0.19709 -0.1227 0.0054 1.0000 24.000 1.3798 0.20993 0.20627 -0.1290 0.0045 1.0000 24.500 1.3723 0.21897 0.21545 -0.1354 0.0039 1.0000 25.000 1.3636 0.22828 0.22490 -0.1421 0.0035 1.0000 25.500 1.3547 0.23768 0.23444 -0.1490 0.0033 1.0000 26.000 1.3461 0.24714 0.24403 -0.1560 0.0032 1.0000 26.500 1.3401 0.25605 0.25307 -0.1626 0.0031 1.0000 27.000 1.3355 0.26465 0.26178 -0.1690 0.0030 1.0000 27.500 1.3333 0.27259 0.26982 -0.1751 0.0029 1.0000 28.000 1.3331 0.27993 0.27725 -0.1807 0.0028 1.0000 28.500 1.3342 0.28683 0.28424 -0.1862 0.0028 1.0000 29.000 1.3355 0.29366 0.29115 -0.1916 0.0027 1.0000 29.500 1.3368 0.30044 0.29801 -0.1970 0.0027 1.0000 30.000 1.3356 0.30806 0.30575 -0.2028 0.0026 1.0000