XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 560 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 0.6555 0.01039 0.00335 -0.1543 0.5566 0.3737 0.500 0.7093 0.01050 0.00346 -0.1536 0.5402 0.3898 1.000 0.7625 0.01066 0.00360 -0.1529 0.5245 0.4064 1.500 0.8150 0.01089 0.00375 -0.1521 0.5088 0.4231 2.000 0.8684 0.01103 0.00394 -0.1514 0.4953 0.4426 2.500 0.9208 0.01124 0.00418 -0.1506 0.4819 0.4637 3.000 0.9728 0.01145 0.00443 -0.1497 0.4691 0.4885 3.500 1.0251 0.01166 0.00472 -0.1489 0.4574 0.5176 4.000 1.0759 0.01194 0.00507 -0.1478 0.4453 0.5580 4.500 1.1272 0.01209 0.00544 -0.1469 0.4349 0.6144 5.000 1.1760 0.01235 0.00592 -0.1455 0.4235 0.7080 5.500 1.2088 0.01212 0.00626 -0.1402 0.4147 0.9232 6.000 1.2579 0.01256 0.00662 -0.1389 0.4038 1.0000 6.500 1.3043 0.01293 0.00704 -0.1371 0.3943 1.0000 7.000 1.3480 0.01346 0.00751 -0.1348 0.3836 1.0000 7.500 1.3918 0.01389 0.00801 -0.1325 0.3738 1.0000 8.000 1.4313 0.01450 0.00857 -0.1296 0.3622 1.0000 8.500 1.4703 0.01493 0.00911 -0.1265 0.3502 1.0000 9.000 1.5070 0.01559 0.00977 -0.1233 0.3379 1.0000 9.500 1.5395 0.01630 0.01049 -0.1193 0.3234 1.0000 10.000 1.5721 0.01705 0.01129 -0.1156 0.3072 1.0000 10.500 1.6016 0.01800 0.01228 -0.1116 0.2909 1.0000 11.000 1.6287 0.01913 0.01346 -0.1075 0.2759 1.0000 11.500 1.6507 0.02057 0.01493 -0.1031 0.2577 1.0000 12.000 1.6642 0.02257 0.01689 -0.0980 0.2340 1.0000 12.500 1.6705 0.02523 0.01950 -0.0927 0.2088 1.0000 13.000 1.6719 0.02857 0.02280 -0.0879 0.1835 1.0000 13.500 1.6681 0.03273 0.02695 -0.0836 0.1618 1.0000 14.000 1.6620 0.03762 0.03185 -0.0803 0.1420 1.0000 15.000 1.6396 0.05007 0.04440 -0.0764 0.1104 1.0000 15.500 1.6264 0.05741 0.05182 -0.0759 0.0974 1.0000 16.000 1.6113 0.06554 0.06006 -0.0763 0.0862 1.0000 16.500 1.5928 0.07469 0.06930 -0.0777 0.0753 1.0000 17.000 1.5763 0.08407 0.07879 -0.0797 0.0661 1.0000 17.500 1.5614 0.09364 0.08848 -0.0823 0.0580 1.0000 18.000 1.5478 0.10328 0.09825 -0.0854 0.0512 1.0000 18.500 1.5345 0.11305 0.10814 -0.0889 0.0443 1.0000 19.000 1.5228 0.12270 0.11789 -0.0927 0.0385 1.0000 20.000 1.5057 0.14091 0.13633 -0.1009 0.0287 1.0000 20.500 1.4981 0.14981 0.14534 -0.1054 0.0239 1.0000 21.000 1.4894 0.15888 0.15450 -0.1103 0.0196 1.0000 21.500 1.4811 0.16783 0.16355 -0.1154 0.0157 1.0000 22.000 1.4695 0.17739 0.17320 -0.1212 0.0118 1.0000 22.500 1.4588 0.18682 0.18273 -0.1272 0.0094 1.0000 23.000 1.4502 0.19585 0.19190 -0.1331 0.0078 1.0000 23.500 1.4409 0.20505 0.20124 -0.1394 0.0070 1.0000 24.000 1.4344 0.21369 0.21002 -0.1454 0.0065 1.0000 24.500 1.4277 0.22233 0.21880 -0.1516 0.0062 1.0000 25.000 1.4202 0.23117 0.22775 -0.1581 0.0058 1.0000 26.000 1.4137 0.24675 0.24352 -0.1700 0.0055 1.0000 26.500 1.4142 0.25359 0.25047 -0.1753 0.0053 1.0000 27.000 1.4161 0.25999 0.25696 -0.1804 0.0052 1.0000 27.500 1.4177 0.26637 0.26343 -0.1856 0.0050 1.0000 28.000 1.4207 0.27229 0.26944 -0.1906 0.0050 1.0000 28.500 1.4228 0.27836 0.27560 -0.1957 0.0049 1.0000 29.000 1.4245 0.28441 0.28176 -0.2008 0.0048 1.0000 29.500 1.4233 0.29130 0.28877 -0.2065 0.0048 1.0000 30.000 1.4166 0.29988 0.29753 -0.2133 0.0048 1.0000