XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 655 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 0.5044 0.01139 0.00613 -0.1076 0.6726 0.7615 0.500 0.5613 0.01156 0.00627 -0.1077 0.6683 0.7723 1.000 0.6174 0.01186 0.00654 -0.1080 0.6633 0.7824 1.500 0.6699 0.01192 0.00669 -0.1074 0.6581 0.7912 2.000 0.7275 0.01197 0.00672 -0.1081 0.6525 0.7998 2.500 0.7845 0.01186 0.00661 -0.1084 0.6470 0.8057 3.000 0.8413 0.01203 0.00676 -0.1089 0.6409 0.8121 3.500 0.8953 0.01198 0.00679 -0.1090 0.6340 0.8189 4.000 0.9510 0.01179 0.00663 -0.1092 0.6266 0.8243 4.500 1.0083 0.01179 0.00662 -0.1097 0.6191 0.8301 5.000 1.0584 0.01170 0.00667 -0.1090 0.6100 0.8368 5.500 1.1131 0.01152 0.00650 -0.1090 0.6001 0.8428 6.000 1.1595 0.01149 0.00662 -0.1074 0.5881 0.8491 6.500 1.2091 0.01145 0.00658 -0.1066 0.5743 0.8563 7.000 1.2492 0.01148 0.00671 -0.1038 0.5562 0.8642 7.500 1.2824 0.01166 0.00693 -0.0998 0.5332 0.8733 8.000 1.2995 0.01201 0.00731 -0.0928 0.5054 0.8843 8.500 1.3066 0.01281 0.00806 -0.0845 0.4715 0.8995 9.000 1.3020 0.01400 0.00922 -0.0748 0.4371 0.9208 9.500 1.2966 0.01571 0.01092 -0.0665 0.4018 1.0000 10.000 1.3060 0.01819 0.01328 -0.0625 0.3660 1.0000 10.500 1.3076 0.02118 0.01613 -0.0577 0.3323 1.0000 11.000 1.3143 0.02409 0.01896 -0.0538 0.3007 1.0000 11.500 1.3174 0.02738 0.02214 -0.0500 0.2706 1.0000 12.000 1.3246 0.03063 0.02531 -0.0468 0.2424 1.0000 12.500 1.3331 0.03399 0.02861 -0.0441 0.2154 1.0000 13.000 1.3418 0.03753 0.03208 -0.0418 0.1912 1.0000 13.500 1.3498 0.04133 0.03581 -0.0398 0.1684 1.0000 14.000 1.3607 0.04510 0.03957 -0.0382 0.1477 1.0000 14.500 1.3706 0.04914 0.04358 -0.0370 0.1283 1.0000 15.000 1.3784 0.05357 0.04799 -0.0360 0.1110 1.0000 16.000 1.3913 0.06340 0.05786 -0.0351 0.0830 1.0000 16.500 1.3969 0.06875 0.06326 -0.0351 0.0717 1.0000 17.000 1.3997 0.07466 0.06923 -0.0356 0.0620 1.0000 17.500 1.3998 0.08118 0.07583 -0.0366 0.0539 1.0000 18.000 1.3986 0.08816 0.08291 -0.0380 0.0472 1.0000 18.500 1.3962 0.09551 0.09039 -0.0399 0.0417 1.0000 19.000 1.3922 0.10334 0.09837 -0.0424 0.0372 1.0000 19.500 1.3863 0.11162 0.10680 -0.0454 0.0334 1.0000 20.000 1.3775 0.12051 0.11582 -0.0490 0.0302 1.0000 20.500 1.3725 0.12887 0.12434 -0.0529 0.0272 1.0000 21.000 1.3661 0.13746 0.13310 -0.0571 0.0247 1.0000 21.500 1.3558 0.14671 0.14245 -0.0620 0.0227 1.0000 22.000 1.3525 0.15479 0.15074 -0.0666 0.0207 1.0000 22.500 1.3436 0.16374 0.15976 -0.0720 0.0191 1.0000 23.000 1.3399 0.17183 0.16806 -0.0771 0.0176 1.0000 23.500 1.3336 0.18026 0.17657 -0.0827 0.0162 1.0000 24.000 1.3293 0.18839 0.18489 -0.0883 0.0149 1.0000 24.500 1.3241 0.19666 0.19328 -0.0942 0.0138 1.0000 25.000 1.3183 0.20502 0.20176 -0.1002 0.0126 1.0000 25.500 1.3130 0.21331 0.21020 -0.1063 0.0116 1.0000 26.000 1.3093 0.22105 0.21798 -0.1123 0.0106 1.0000 26.500 1.3026 0.22966 0.22680 -0.1188 0.0098 1.0000 27.000 1.2984 0.23761 0.23484 -0.1251 0.0090 1.0000 27.500 1.2947 0.24525 0.24256 -0.1312 0.0082 1.0000 28.000 1.2836 0.25511 0.25262 -0.1386 0.0077 1.0000 28.500 1.2751 0.26436 0.26201 -0.1456 0.0071 1.0000 29.000 1.2758 0.27082 0.26846 -0.1511 0.0065 1.0000