XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 562 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 0.5629 0.00936 0.00282 -0.1351 0.6057 0.4563 0.500 0.6159 0.00954 0.00291 -0.1343 0.5834 0.4732 1.000 0.6687 0.00967 0.00304 -0.1335 0.5622 0.4909 1.500 0.7213 0.00984 0.00318 -0.1327 0.5421 0.5091 2.000 0.7738 0.01004 0.00336 -0.1319 0.5230 0.5283 2.500 0.8258 0.01026 0.00357 -0.1310 0.5045 0.5495 3.500 0.9292 0.01067 0.00409 -0.1291 0.4703 0.6023 4.000 0.9804 0.01088 0.00442 -0.1281 0.4544 0.6390 4.500 1.0303 0.01113 0.00479 -0.1268 0.4392 0.6877 5.000 1.0778 0.01133 0.00519 -0.1250 0.4240 0.7611 5.500 1.1118 0.01123 0.00552 -0.1200 0.4104 0.9140 6.000 1.1623 0.01159 0.00587 -0.1190 0.3955 1.0000 6.500 1.2089 0.01209 0.00631 -0.1173 0.3794 1.0000 7.000 1.2506 0.01252 0.00670 -0.1146 0.3584 1.0000 7.500 1.2906 0.01300 0.00715 -0.1116 0.3361 1.0000 8.000 1.3303 0.01358 0.00771 -0.1087 0.3170 1.0000 8.500 1.3684 0.01423 0.00835 -0.1055 0.2975 1.0000 9.000 1.4040 0.01499 0.00907 -0.1021 0.2721 1.0000 9.500 1.4312 0.01611 0.01002 -0.0975 0.2353 1.0000 10.000 1.4548 0.01747 0.01123 -0.0926 0.2001 1.0000 10.500 1.4717 0.01921 0.01280 -0.0871 0.1641 1.0000 11.000 1.4840 0.02128 0.01472 -0.0814 0.1313 1.0000 11.500 1.4940 0.02365 0.01701 -0.0760 0.1059 1.0000 12.000 1.5005 0.02645 0.01977 -0.0710 0.0848 1.0000 12.500 1.5045 0.02974 0.02305 -0.0667 0.0681 1.0000 13.000 1.5044 0.03373 0.02706 -0.0630 0.0533 1.0000 13.500 1.5021 0.03842 0.03178 -0.0602 0.0408 1.0000 14.000 1.5009 0.04350 0.03697 -0.0584 0.0335 1.0000 14.500 1.4969 0.04935 0.04294 -0.0575 0.0267 1.0000 15.000 1.4921 0.05581 0.04955 -0.0574 0.0225 1.0000 15.500 1.4853 0.06300 0.05689 -0.0581 0.0187 1.0000 16.000 1.4766 0.07092 0.06498 -0.0596 0.0156 1.0000 16.500 1.4657 0.07960 0.07384 -0.0619 0.0131 1.0000 17.000 1.4550 0.08873 0.08315 -0.0647 0.0113 1.0000 17.500 1.4460 0.09789 0.09252 -0.0680 0.0099 1.0000 18.000 1.4356 0.10757 0.10239 -0.0719 0.0085 1.0000 18.500 1.4240 0.11767 0.11268 -0.0763 0.0068 1.0000 19.000 1.4153 0.12735 0.12255 -0.0808 0.0054 1.0000 19.500 1.4056 0.13724 0.13261 -0.0859 0.0040 1.0000 20.000 1.3952 0.14731 0.14285 -0.0913 0.0031 1.0000 20.500 1.3859 0.15719 0.15291 -0.0970 0.0027 1.0000 21.000 1.3759 0.16723 0.16312 -0.1030 0.0023 1.0000 21.500 1.3665 0.17714 0.17321 -0.1093 0.0022 1.0000 22.000 1.3573 0.18706 0.18331 -0.1158 0.0021 1.0000 22.500 1.3481 0.19706 0.19350 -0.1225 0.0020 1.0000 23.000 1.3385 0.20721 0.20382 -0.1294 0.0020 1.0000 23.500 1.3285 0.21755 0.21433 -0.1367 0.0020 1.0000 24.000 1.3182 0.22808 0.22504 -0.1441 0.0019 1.0000 24.500 1.3091 0.23841 0.23552 -0.1515 0.0019 1.0000 25.000 1.3007 0.24871 0.24596 -0.1588 0.0019 1.0000 25.500 1.2955 0.25830 0.25567 -0.1657 0.0019 1.0000 26.000 1.2927 0.26726 0.26473 -0.1721 0.0019 1.0000 26.500 1.2916 0.27577 0.27333 -0.1783 0.0019 1.0000 27.000 1.2921 0.28379 0.28144 -0.1841 0.0019 1.0000 27.500 1.2912 0.29240 0.29015 -0.1903 0.0019 1.0000