XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 639 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 0.4304 0.01138 0.00303 -0.0437 0.4452 0.0418 2.500 0.7798 0.01015 0.00386 -0.0701 0.4095 1.0000 3.000 0.8246 0.01029 0.00397 -0.0681 0.4031 1.0000 3.500 0.8690 0.01052 0.00412 -0.0660 0.3969 1.0000 4.000 0.9134 0.01083 0.00441 -0.0640 0.3906 1.0000 4.500 0.9580 0.01103 0.00465 -0.0620 0.3848 1.0000 5.000 1.0025 0.01130 0.00492 -0.0600 0.3791 1.0000 5.500 1.0468 0.01179 0.00534 -0.0580 0.3721 1.0000 6.000 1.0910 0.01203 0.00569 -0.0559 0.3673 1.0000 6.500 1.1351 0.01231 0.00604 -0.0539 0.3611 1.0000 7.000 1.1789 0.01278 0.00647 -0.0519 0.3542 1.0000 7.500 1.2203 0.01290 0.00674 -0.0494 0.3441 1.0000 8.000 1.2601 0.01316 0.00696 -0.0466 0.3311 1.0000 8.500 1.3014 0.01337 0.00730 -0.0442 0.3205 1.0000 9.000 1.3396 0.01366 0.00763 -0.0413 0.3041 1.0000 9.500 1.3764 0.01412 0.00814 -0.0382 0.2912 1.0000 10.000 1.4097 0.01467 0.00873 -0.0346 0.2749 1.0000 10.500 1.4347 0.01544 0.00947 -0.0298 0.2466 1.0000 11.000 1.4445 0.01653 0.01051 -0.0224 0.2209 1.0000 11.500 1.4501 0.01813 0.01204 -0.0155 0.1908 1.0000 12.000 1.4410 0.02092 0.01470 -0.0085 0.1558 1.0000 12.500 1.4215 0.02550 0.01920 -0.0036 0.1220 1.0000 13.000 1.4060 0.03111 0.02484 -0.0016 0.1001 1.0000 13.500 1.3819 0.03835 0.03211 -0.0010 0.0802 1.0000 14.000 1.3516 0.04670 0.04050 -0.0011 0.0630 1.0000 14.500 1.3221 0.05533 0.04920 -0.0018 0.0493 1.0000 15.000 1.3006 0.06356 0.05752 -0.0029 0.0399 1.0000 15.500 1.2747 0.07266 0.06668 -0.0045 0.0281 1.0000 16.000 1.2507 0.08181 0.07588 -0.0063 0.0172 1.0000 16.500 1.2249 0.09152 0.08563 -0.0086 0.0071 1.0000 17.000 1.2097 0.10001 0.09423 -0.0107 0.0034 1.0000 17.500 1.1988 0.10808 0.10245 -0.0129 0.0024 1.0000 18.000 1.1925 0.11559 0.11013 -0.0152 0.0022 1.0000 18.500 1.1871 0.12314 0.11784 -0.0177 0.0021 1.0000 19.000 1.1819 0.13075 0.12561 -0.0205 0.0020 1.0000 19.500 1.1726 0.13930 0.13436 -0.0240 0.0018 1.0000 20.000 1.1673 0.14734 0.14257 -0.0276 0.0018 1.0000 20.500 1.1614 0.15559 0.15100 -0.0317 0.0018 1.0000 21.000 1.1540 0.16435 0.15994 -0.0362 0.0018 1.0000 21.500 1.1471 0.17319 0.16896 -0.0411 0.0017 1.0000 22.000 1.1412 0.18196 0.17790 -0.0461 0.0017 1.0000 22.500 1.1353 0.19085 0.18693 -0.0515 0.0017 1.0000 23.000 1.1319 0.19929 0.19551 -0.0567 0.0017 1.0000 23.500 1.1311 0.20720 0.20353 -0.0618 0.0017 1.0000 24.000 1.1317 0.21481 0.21126 -0.0668 0.0017 1.0000 24.500 1.1352 0.22166 0.21821 -0.0716 0.0017 1.0000 25.000 1.1398 0.22820 0.22485 -0.0763 0.0017 1.0000 25.500 1.1447 0.23470 0.23146 -0.0810 0.0017 1.0000 26.000 1.1483 0.24148 0.23836 -0.0860 0.0018 1.0000 26.500 1.1503 0.24881 0.24583 -0.0914 0.0018 1.0000 27.000 1.1508 0.25683 0.25400 -0.0972 0.0018 1.0000 27.500 1.1471 0.26670 0.26405 -0.1040 0.0018 1.0000 28.000 1.1434 0.27755 0.27508 -0.1113 0.0019 1.0000 30.000 0.8767 0.39321 0.39167 -0.1479 0.0067 1.0000 30.500 0.8810 0.40236 0.40085 -0.1513 0.0062 1.0000 31.000 0.8851 0.41084 0.40937 -0.1547 0.0060 1.0000 31.500 0.8903 0.41804 0.41660 -0.1575 0.0059 1.0000 32.000 0.8913 0.43082 0.42938 -0.1615 0.0058 1.0000 32.500 0.8941 0.44206 0.44065 -0.1649 0.0055 1.0000 33.000 0.8968 0.45195 0.45057 -0.1682 0.0051 1.0000