XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 580 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 0.6485 0.01010 0.00413 -0.1522 0.6593 0.6039 0.500 0.7039 0.01016 0.00408 -0.1524 0.6452 0.6089 1.000 0.7577 0.01023 0.00413 -0.1521 0.6312 0.6131 1.500 0.8120 0.01037 0.00424 -0.1520 0.6179 0.6176 2.500 0.9195 0.01072 0.00450 -0.1516 0.5909 0.6272 3.000 0.9724 0.01085 0.00461 -0.1512 0.5776 0.6320 3.500 1.0240 0.01106 0.00481 -0.1506 0.5634 0.6368 4.000 1.0743 0.01124 0.00506 -0.1497 0.5492 0.6426 5.000 1.1724 0.01177 0.00557 -0.1475 0.5185 0.6532 5.500 1.2176 0.01201 0.00588 -0.1456 0.5012 0.6590 6.000 1.2577 0.01233 0.00622 -0.1427 0.4794 0.6656 6.500 1.2915 0.01269 0.00658 -0.1386 0.4530 0.6725 7.000 1.3268 0.01315 0.00707 -0.1350 0.4286 0.6797 7.500 1.3558 0.01389 0.00773 -0.1303 0.3966 0.6876 8.000 1.3867 0.01468 0.00849 -0.1262 0.3646 0.6959 8.500 1.4140 0.01564 0.00944 -0.1217 0.3335 0.7059 9.000 1.4378 0.01685 0.01058 -0.1169 0.2994 0.7178 9.500 1.4533 0.01849 0.01212 -0.1111 0.2564 0.7316 10.000 1.4650 0.02050 0.01402 -0.1054 0.2133 0.7478 10.500 1.4696 0.02311 0.01650 -0.0993 0.1704 0.7692 11.000 1.4709 0.02619 0.01951 -0.0936 0.1304 0.8024 11.500 1.4701 0.02889 0.02243 -0.0876 0.1055 1.0000 12.000 1.4745 0.03274 0.02618 -0.0840 0.0795 1.0000 13.000 1.4709 0.04257 0.03586 -0.0783 0.0353 1.0000 13.500 1.4646 0.04862 0.04189 -0.0765 0.0182 1.0000 14.000 1.4580 0.05522 0.04856 -0.0754 0.0082 1.0000 14.500 1.4569 0.06165 0.05513 -0.0752 0.0056 1.0000 15.000 1.4584 0.06810 0.06177 -0.0755 0.0048 1.0000 15.500 1.4567 0.07533 0.06920 -0.0764 0.0045 1.0000 16.000 1.4555 0.08283 0.07693 -0.0778 0.0042 1.0000 16.500 1.4525 0.09088 0.08521 -0.0797 0.0041 1.0000 17.000 1.4466 0.09971 0.09428 -0.0824 0.0040 1.0000 17.500 1.4387 0.10911 0.10392 -0.0857 0.0039 1.0000 18.000 1.4297 0.11889 0.11394 -0.0896 0.0039 1.0000 18.500 1.4191 0.12911 0.12439 -0.0941 0.0038 1.0000 19.000 1.4087 0.13932 0.13483 -0.0991 0.0038 1.0000 19.500 1.3980 0.14964 0.14536 -0.1046 0.0038 1.0000 20.000 1.3885 0.15973 0.15564 -0.1103 0.0037 1.0000 20.500 1.3808 0.16941 0.16551 -0.1161 0.0037 1.0000 21.000 1.3746 0.17877 0.17504 -0.1220 0.0037 1.0000 21.500 1.3704 0.18766 0.18408 -0.1278 0.0037 1.0000 22.000 1.3680 0.19610 0.19267 -0.1335 0.0037 1.0000 22.500 1.3671 0.20415 0.20085 -0.1390 0.0037 1.0000 23.000 1.3674 0.21187 0.20871 -0.1445 0.0037 1.0000 23.500 1.3672 0.21965 0.21665 -0.1502 0.0037 1.0000 24.000 1.3658 0.22775 0.22492 -0.1563 0.0038 1.0000 24.500 1.3622 0.23645 0.23379 -0.1628 0.0038 1.0000 25.000 1.3549 0.24632 0.24388 -0.1702 0.0039 1.0000 25.500 1.3417 0.25825 0.25603 -0.1789 0.0040 1.0000 26.000 1.3145 0.27583 0.27390 -0.1907 0.0042 1.0000