XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 603 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4669 0.01445 0.00893 -0.0801 0.6210 0.7572 1.000 0.5225 0.01430 0.00876 -0.0806 0.6170 0.7595 1.500 0.5796 0.01429 0.00870 -0.0813 0.6129 0.7619 2.000 0.6361 0.01457 0.00896 -0.0821 0.6083 0.7646 2.500 0.6906 0.01447 0.00893 -0.0826 0.6041 0.7673 3.000 0.7472 0.01439 0.00887 -0.0836 0.5989 0.7702 3.500 0.8064 0.01430 0.00878 -0.0850 0.5937 0.7736 4.000 0.8682 0.01436 0.00878 -0.0871 0.5883 0.7763 4.500 0.9230 0.01434 0.00885 -0.0878 0.5821 0.7783 5.000 0.9775 0.01401 0.00858 -0.0882 0.5747 0.7805 5.500 1.0349 0.01389 0.00845 -0.0890 0.5678 0.7828 6.000 1.0837 0.01384 0.00856 -0.0882 0.5596 0.7854 6.500 1.1366 0.01365 0.00843 -0.0882 0.5506 0.7878 7.000 1.1863 0.01361 0.00848 -0.0877 0.5405 0.7903 7.500 1.2345 0.01349 0.00841 -0.0869 0.5286 0.7929 8.000 1.2759 0.01350 0.00856 -0.0848 0.5135 0.7957 8.500 1.3094 0.01361 0.00871 -0.0813 0.4937 0.7987 9.000 1.3243 0.01397 0.00902 -0.0745 0.4640 0.8014 9.500 1.3276 0.01498 0.00994 -0.0663 0.4269 0.8046 10.000 1.3226 0.01672 0.01158 -0.0580 0.3891 0.8080 10.500 1.3113 0.01933 0.01410 -0.0503 0.3525 0.8116 11.000 1.2982 0.02279 0.01746 -0.0440 0.3160 0.8159 11.500 1.2834 0.02699 0.02152 -0.0387 0.2785 0.8192 12.000 1.2751 0.03118 0.02561 -0.0348 0.2451 0.8219 12.500 1.2712 0.03529 0.02966 -0.0317 0.2162 0.8254 13.000 1.2676 0.03975 0.03404 -0.0291 0.1877 0.8288 13.500 1.2687 0.04415 0.03837 -0.0273 0.1604 0.8323 14.000 1.2724 0.04863 0.04279 -0.0261 0.1356 0.8359 14.500 1.2714 0.05385 0.04786 -0.0253 0.1082 0.8393 15.000 1.2769 0.05873 0.05270 -0.0250 0.0889 0.8427 15.500 1.2824 0.06366 0.05764 -0.0249 0.0723 0.8475 16.000 1.2911 0.06852 0.06256 -0.0252 0.0607 0.8522 16.500 1.2963 0.07407 0.06814 -0.0259 0.0485 0.8569 17.000 1.3016 0.07989 0.07402 -0.0271 0.0395 0.8615 17.500 1.3039 0.08613 0.08034 -0.0284 0.0304 0.8671 18.000 1.3057 0.09264 0.08697 -0.0301 0.0239 0.8735 18.500 1.3071 0.09952 0.09398 -0.0323 0.0189 0.8806 19.000 1.3063 0.10663 0.10127 -0.0345 0.0156 0.8902 19.500 1.3054 0.11387 0.10872 -0.0372 0.0139 0.9041 20.000 1.2999 0.12090 0.11600 -0.0394 0.0122 1.0000 20.500 1.2998 0.12885 0.12411 -0.0436 0.0110 1.0000 21.000 1.2966 0.13719 0.13260 -0.0482 0.0098 1.0000 21.500 1.2949 0.14529 0.14086 -0.0528 0.0091 1.0000 22.000 1.2927 0.15339 0.14914 -0.0577 0.0085 1.0000 22.500 1.2883 0.16184 0.15775 -0.0630 0.0080 1.0000 23.000 1.2813 0.17071 0.16678 -0.0687 0.0076 1.0000 23.500 1.2752 0.17943 0.17567 -0.0745 0.0073 1.0000 24.000 1.2710 0.18777 0.18419 -0.0803 0.0069 1.0000 24.500 1.2649 0.19646 0.19305 -0.0865 0.0067 1.0000 25.000 1.2590 0.20512 0.20185 -0.0928 0.0060 1.0000 25.500 1.2508 0.21425 0.21114 -0.0995 0.0057 1.0000 26.000 1.2436 0.22315 0.22018 -0.1061 0.0052 1.0000 26.500 1.2380 0.23177 0.22896 -0.1127 0.0047 1.0000 27.000 1.2296 0.24107 0.23839 -0.1197 0.0041 1.0000 27.500 1.2210 0.25054 0.24798 -0.1267 0.0039 1.0000 28.000 1.2145 0.25957 0.25715 -0.1335 0.0035 1.0000 28.500 1.2060 0.26926 0.26698 -0.1405 0.0029 1.0000 29.000 1.1962 0.27958 0.27741 -0.1478 0.0025 1.0000 29.500 1.1876 0.28986 0.28777 -0.1548 0.0022 1.0000 30.000 1.1771 0.30134 0.29935 -0.1620 0.0016 1.0000 30.500 1.1695 0.31247 0.31053 -0.1687 0.0014 1.0000