XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 584 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 0.4594 0.01331 0.00820 -0.0801 0.6459 0.8867 0.500 0.5108 0.01350 0.00834 -0.0790 0.6407 0.8995 1.000 0.5699 0.01352 0.00825 -0.0800 0.6354 0.9033 1.500 0.6215 0.01378 0.00841 -0.0798 0.6299 0.9079 2.000 0.6514 0.01359 0.00826 -0.0755 0.6249 0.9140 2.500 0.6968 0.01331 0.00799 -0.0739 0.6188 0.9169 3.000 0.7491 0.01314 0.00778 -0.0738 0.6131 0.9187 3.500 0.7995 0.01310 0.00771 -0.0734 0.6074 0.9207 4.000 0.8406 0.01284 0.00755 -0.0711 0.6001 0.9233 4.500 0.8891 0.01255 0.00726 -0.0703 0.5928 0.9251 5.000 0.9378 0.01238 0.00711 -0.0696 0.5854 0.9265 5.500 0.9797 0.01219 0.00700 -0.0676 0.5761 0.9289 6.000 1.0313 0.01205 0.00683 -0.0675 0.5667 0.9300 6.500 1.0677 0.01199 0.00690 -0.0645 0.5554 0.9315 7.000 1.1110 0.01201 0.00690 -0.0629 0.5429 0.9327 7.500 1.1392 0.01204 0.00705 -0.0584 0.5288 0.9352 8.000 1.1700 0.01223 0.00732 -0.0544 0.5136 0.9382 8.500 1.1995 0.01256 0.00768 -0.0505 0.4958 0.9409 9.000 1.2242 0.01309 0.00823 -0.0460 0.4750 0.9442 9.500 1.2447 0.01389 0.00905 -0.0412 0.4526 0.9478 10.500 1.2717 0.01644 0.01167 -0.0308 0.4024 0.9584 11.000 1.2805 0.01845 0.01368 -0.0262 0.3735 0.9680 11.500 1.2949 0.02123 0.01643 -0.0243 0.3413 0.9850 12.000 1.3014 0.02428 0.01946 -0.0213 0.3104 1.0000 12.500 1.3015 0.02798 0.02308 -0.0181 0.2794 1.0000 13.000 1.3036 0.03188 0.02692 -0.0156 0.2486 1.0000 13.500 1.3043 0.03607 0.03105 -0.0134 0.2195 1.0000 14.000 1.3054 0.04039 0.03530 -0.0115 0.1931 1.0000 14.500 1.3098 0.04463 0.03951 -0.0101 0.1675 1.0000 15.000 1.3101 0.04946 0.04430 -0.0089 0.1438 1.0000 15.500 1.3095 0.05463 0.04944 -0.0081 0.1215 1.0000 16.000 1.3074 0.06026 0.05501 -0.0078 0.0998 1.0000 16.500 1.3054 0.06615 0.06088 -0.0079 0.0803 1.0000 17.000 1.3024 0.07244 0.06717 -0.0084 0.0644 1.0000 17.500 1.2982 0.07915 0.07390 -0.0094 0.0511 1.0000 18.000 1.2937 0.08621 0.08102 -0.0109 0.0408 1.0000 18.500 1.2891 0.09355 0.08844 -0.0129 0.0322 1.0000 19.500 1.2768 0.10937 0.10449 -0.0184 0.0216 1.0000 20.000 1.2691 0.11775 0.11303 -0.0218 0.0182 1.0000 20.500 1.2602 0.12646 0.12188 -0.0257 0.0154 1.0000 21.000 1.2505 0.13539 0.13097 -0.0300 0.0129 1.0000 21.500 1.2415 0.14423 0.13998 -0.0346 0.0108 1.0000 22.000 1.2315 0.15330 0.14922 -0.0397 0.0089 1.0000 22.500 1.2187 0.16288 0.15897 -0.0452 0.0077 1.0000 23.000 1.2079 0.17214 0.16837 -0.0508 0.0065 1.0000 23.500 1.1972 0.18139 0.17779 -0.0566 0.0056 1.0000 24.000 1.1892 0.19019 0.18674 -0.0624 0.0050 1.0000 24.500 1.1784 0.19944 0.19609 -0.0685 0.0044 1.0000 25.000 1.1730 0.20776 0.20458 -0.0741 0.0038 1.0000 25.500 1.1690 0.21572 0.21266 -0.0797 0.0035 1.0000 26.000 1.1656 0.22343 0.22045 -0.0853 0.0032 1.0000 26.500 1.1628 0.23079 0.22791 -0.0906 0.0030 1.0000 27.000 1.1606 0.23827 0.23554 -0.0960 0.0029 1.0000 27.500 1.1536 0.24710 0.24455 -0.1022 0.0029 1.0000 28.000 1.1422 0.25734 0.25498 -0.1088 0.0028 1.0000 28.500 1.1115 0.27432 0.27223 -0.1177 0.0029 1.0000