XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 587 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 0.6541 0.01066 0.00525 -0.1502 0.7154 0.7003 0.500 0.7134 0.01078 0.00527 -0.1514 0.7079 0.7050 1.000 0.7667 0.01078 0.00527 -0.1513 0.6998 0.7104 1.500 0.8235 0.01072 0.00516 -0.1519 0.6915 0.7146 2.000 0.8776 0.01078 0.00525 -0.1519 0.6826 0.7186 2.500 0.9299 0.01079 0.00529 -0.1516 0.6730 0.7236 3.000 0.9866 0.01090 0.00536 -0.1522 0.6635 0.7286 3.500 1.0359 0.01091 0.00542 -0.1512 0.6519 0.7329 4.000 1.0877 0.01094 0.00548 -0.1508 0.6404 0.7375 4.500 1.1337 0.01100 0.00563 -0.1491 0.6273 0.7428 5.000 1.1799 0.01114 0.00582 -0.1476 0.6130 0.7483 5.500 1.2246 0.01132 0.00600 -0.1458 0.5967 0.7532 6.000 1.2620 0.01149 0.00620 -0.1424 0.5780 0.7586 6.500 1.2908 0.01175 0.00653 -0.1373 0.5573 0.7650 7.000 1.3183 0.01222 0.00701 -0.1322 0.5334 0.7719 7.500 1.3439 0.01277 0.00762 -0.1269 0.5057 0.7783 8.000 1.3625 0.01362 0.00844 -0.1206 0.4737 0.7856 8.500 1.3778 0.01476 0.00953 -0.1142 0.4392 0.7938 9.000 1.3842 0.01630 0.01100 -0.1068 0.4021 0.8033 9.500 1.3935 0.01810 0.01274 -0.1005 0.3648 0.8135 10.000 1.3995 0.02022 0.01484 -0.0942 0.3282 0.8250 10.500 1.4034 0.02278 0.01733 -0.0884 0.2926 0.8391 11.000 1.4082 0.02550 0.02004 -0.0831 0.2564 0.8584 12.000 1.4171 0.03138 0.02597 -0.0739 0.1952 1.0000 12.500 1.4272 0.03492 0.02942 -0.0713 0.1655 1.0000 13.000 1.4334 0.03893 0.03335 -0.0686 0.1375 1.0000 13.500 1.4385 0.04329 0.03760 -0.0663 0.1120 1.0000 14.000 1.4434 0.04790 0.04217 -0.0645 0.0896 1.0000 14.500 1.4471 0.05292 0.04715 -0.0630 0.0698 1.0000 15.000 1.4496 0.05836 0.05259 -0.0620 0.0536 1.0000 15.500 1.4503 0.06431 0.05858 -0.0615 0.0410 1.0000 16.000 1.4491 0.07083 0.06516 -0.0615 0.0321 1.0000 16.500 1.4471 0.07778 0.07222 -0.0621 0.0252 1.0000 17.000 1.4435 0.08529 0.07987 -0.0632 0.0202 1.0000 17.500 1.4389 0.09325 0.08800 -0.0650 0.0164 1.0000 18.000 1.4315 0.10190 0.09683 -0.0674 0.0135 1.0000 18.500 1.4207 0.11136 0.10649 -0.0706 0.0114 1.0000 19.000 1.4075 0.12140 0.11671 -0.0746 0.0097 1.0000 19.500 1.4003 0.13052 0.12605 -0.0787 0.0083 1.0000 20.000 1.3860 0.14096 0.13670 -0.0839 0.0073 1.0000 20.500 1.3772 0.15045 0.14639 -0.0890 0.0064 1.0000 21.000 1.3611 0.16128 0.15739 -0.0953 0.0058 1.0000 21.500 1.3528 0.17068 0.16701 -0.1010 0.0053 1.0000 22.000 1.3440 0.18016 0.17667 -0.1071 0.0048 1.0000 22.500 1.3353 0.18961 0.18628 -0.1134 0.0045 1.0000 23.000 1.3257 0.19909 0.19586 -0.1199 0.0042 1.0000 23.500 1.3206 0.20775 0.20469 -0.1259 0.0040 1.0000 24.000 1.3155 0.21649 0.21361 -0.1322 0.0037 1.0000 24.500 1.3102 0.22526 0.22255 -0.1386 0.0035 1.0000 25.000 1.3050 0.23404 0.23148 -0.1451 0.0033 1.0000 25.500 1.2989 0.24312 0.24070 -0.1518 0.0032 1.0000 26.000 1.2922 0.25251 0.25024 -0.1588 0.0031 1.0000 26.500 1.2824 0.26301 0.26090 -0.1663 0.0030 1.0000