XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 58 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 0.8366 0.01231 0.00687 -0.2148 0.9026 0.2091 0.500 0.9273 0.01075 0.00620 -0.2227 0.9016 0.5559 1.500 1.0399 0.00922 0.00537 -0.2222 0.8860 1.0000 2.000 1.1119 0.00803 0.00284 -0.2229 0.6471 1.0000 2.500 1.1089 0.01114 0.00430 -0.2110 0.3617 1.0000 3.000 1.1353 0.01371 0.00561 -0.2059 0.1346 1.0000 3.500 1.1729 0.01553 0.00683 -0.2025 0.0078 1.0000 4.000 1.2191 0.01625 0.00768 -0.2002 0.0097 1.0000 4.500 1.2638 0.01743 0.00942 -0.1970 0.0125 1.0000 5.000 1.3023 0.01928 0.01142 -0.1928 0.0168 1.0000 5.500 1.3352 0.02174 0.01399 -0.1875 0.0174 1.0000 6.000 1.4018 0.02676 0.01900 -0.1887 0.0166 1.0000 6.500 1.4505 0.03113 0.02373 -0.1880 0.0064 1.0000 7.500 1.5132 0.04281 0.03698 -0.1790 0.0013 1.0000 8.000 1.5316 0.04864 0.04354 -0.1718 0.0011 1.0000 8.500 1.5288 0.05541 0.05097 -0.1623 0.0010 1.0000 9.000 1.5082 0.06252 0.05863 -0.1516 0.0010 1.0000 9.500 1.4793 0.07089 0.06752 -0.1425 0.0010 1.0000 10.000 1.4447 0.08057 0.07766 -0.1360 0.0009 1.0000 10.500 1.4070 0.09183 0.08933 -0.1332 0.0009 1.0000 11.000 1.3681 0.10504 0.10290 -0.1352 0.0010 1.0000 11.500 1.3309 0.12124 0.11940 -0.1432 0.0010 1.0000 12.000 1.3010 0.14218 0.14059 -0.1576 0.0011 1.0000 12.500 1.2888 0.16561 0.16406 -0.1717 0.0012 1.0000 13.000 1.2847 0.18154 0.17996 -0.1807 0.0012 1.0000 13.500 1.2854 0.19538 0.19377 -0.1885 0.0013 1.0000 14.000 1.2901 0.20784 0.20620 -0.1956 0.0013 1.0000 14.500 1.2975 0.21929 0.21762 -0.2020 0.0013 1.0000 15.000 1.3072 0.23013 0.22843 -0.2081 0.0012 1.0000 15.500 1.3180 0.24029 0.23856 -0.2139 0.0012 1.0000 16.000 1.3299 0.24987 0.24813 -0.2196 0.0011 1.0000 16.500 1.3424 0.25902 0.25727 -0.2250 0.0011 1.0000 17.000 1.3554 0.26786 0.26609 -0.2303 0.0010 1.0000 17.500 1.3691 0.27631 0.27453 -0.2355 0.0010 1.0000 18.000 1.3828 0.28447 0.28268 -0.2406 0.0010 1.0000 18.500 1.3969 0.29239 0.29059 -0.2456 0.0009 1.0000 19.000 1.4108 0.29996 0.29815 -0.2505 0.0009 1.0000 19.500 1.4247 0.30732 0.30551 -0.2554 0.0009 1.0000 20.000 1.4384 0.31435 0.31255 -0.2601 0.0008 1.0000 20.500 1.4522 0.32115 0.31934 -0.2648 0.0008 1.0000 21.000 1.4650 0.32798 0.32617 -0.2694 0.0007 1.0000