XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 561 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 0.6651 0.01088 0.00368 -0.1504 0.5237 0.3858 0.500 0.7197 0.01096 0.00377 -0.1500 0.5119 0.4016 1.000 0.7737 0.01119 0.00393 -0.1494 0.5003 0.4181 1.500 0.8277 0.01128 0.00408 -0.1489 0.4898 0.4369 2.000 0.8815 0.01151 0.00431 -0.1484 0.4796 0.4562 2.500 0.9347 0.01164 0.00450 -0.1478 0.4700 0.4779 3.000 0.9880 0.01195 0.00481 -0.1473 0.4603 0.5030 3.500 1.0402 0.01205 0.00506 -0.1465 0.4520 0.5349 4.000 1.0920 0.01229 0.00539 -0.1457 0.4433 0.5767 4.500 1.1436 0.01248 0.00580 -0.1449 0.4350 0.6405 5.000 1.1921 0.01256 0.00621 -0.1434 0.4270 0.7438 5.500 1.2292 0.01258 0.00656 -0.1392 0.4184 1.0000 6.000 1.2779 0.01287 0.00692 -0.1379 0.4113 1.0000 6.500 1.3246 0.01328 0.00730 -0.1362 0.4031 1.0000 7.000 1.3708 0.01378 0.00780 -0.1345 0.3951 1.0000 7.500 1.4125 0.01415 0.00824 -0.1319 0.3871 1.0000 8.000 1.4565 0.01481 0.00881 -0.1299 0.3778 1.0000 8.500 1.4936 0.01520 0.00935 -0.1266 0.3703 1.0000 9.000 1.5307 0.01578 0.00992 -0.1234 0.3610 1.0000 9.500 1.5668 0.01638 0.01064 -0.1202 0.3517 1.0000 10.000 1.5984 0.01709 0.01137 -0.1164 0.3413 1.0000 10.500 1.6293 0.01787 0.01226 -0.1126 0.3306 1.0000 11.000 1.6528 0.01895 0.01335 -0.1080 0.3177 1.0000 11.500 1.6761 0.02011 0.01459 -0.1037 0.3037 1.0000 12.000 1.6972 0.02157 0.01614 -0.0995 0.2899 1.0000 12.500 1.7129 0.02347 0.01810 -0.0951 0.2760 1.0000 13.000 1.7229 0.02591 0.02058 -0.0906 0.2602 1.0000 13.500 1.7272 0.02903 0.02374 -0.0865 0.2415 1.0000 14.000 1.7262 0.03295 0.02769 -0.0827 0.2222 1.0000 14.500 1.7212 0.03766 0.03245 -0.0796 0.2046 1.0000 15.000 1.7114 0.04331 0.03815 -0.0773 0.1875 1.0000 15.500 1.6976 0.04991 0.04481 -0.0758 0.1712 1.0000 16.000 1.6788 0.05764 0.05261 -0.0752 0.1549 1.0000 16.500 1.6573 0.06630 0.06133 -0.0755 0.1397 1.0000 17.000 1.6345 0.07572 0.07082 -0.0767 0.1255 1.0000 17.500 1.6124 0.08555 0.08072 -0.0787 0.1123 1.0000 18.000 1.5918 0.09561 0.09086 -0.0813 0.1008 1.0000 18.500 1.5743 0.10550 0.10085 -0.0843 0.0903 1.0000 19.000 1.5601 0.11505 0.11048 -0.0876 0.0802 1.0000 19.500 1.5476 0.12444 0.11994 -0.0912 0.0707 1.0000 20.000 1.5366 0.13358 0.12916 -0.0951 0.0622 1.0000 20.500 1.5270 0.14246 0.13812 -0.0991 0.0547 1.0000 21.000 1.5187 0.15110 0.14684 -0.1034 0.0481 1.0000 21.500 1.5119 0.15942 0.15523 -0.1078 0.0424 1.0000 22.000 1.5057 0.16757 0.16345 -0.1123 0.0371 1.0000 22.500 1.5000 0.17560 0.17157 -0.1170 0.0323 1.0000 23.000 1.4945 0.18354 0.17960 -0.1219 0.0278 1.0000 23.500 1.4881 0.19162 0.18776 -0.1271 0.0234 1.0000 24.000 1.4801 0.19997 0.19619 -0.1327 0.0195 1.0000 24.500 1.4696 0.20882 0.20510 -0.1388 0.0157 1.0000 25.000 1.4595 0.21762 0.21399 -0.1450 0.0127 1.0000 25.500 1.4486 0.22659 0.22304 -0.1515 0.0106 1.0000 26.000 1.4416 0.23472 0.23126 -0.1576 0.0095 1.0000 26.500 1.4371 0.24231 0.23894 -0.1634 0.0086 1.0000 27.000 1.4354 0.24922 0.24595 -0.1688 0.0081 1.0000 27.500 1.4343 0.25592 0.25270 -0.1742 0.0076 1.0000 28.000 1.4369 0.26158 0.25838 -0.1789 0.0072 1.0000 28.500 1.4403 0.26704 0.26394 -0.1835 0.0070 1.0000 29.000 1.4432 0.27251 0.26951 -0.1883 0.0068 1.0000 29.500 1.4466 0.27769 0.27478 -0.1929 0.0066 1.0000 30.000 1.4492 0.28302 0.28021 -0.1977 0.0064 1.0000 30.500 1.4509 0.28844 0.28572 -0.2026 0.0062 1.0000 31.000 1.4507 0.29429 0.29169 -0.2078 0.0062 1.0000 31.500 1.4474 0.30098 0.29852 -0.2136 0.0061 1.0000