XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 656 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 0.6205 0.01140 0.00633 -0.1181 0.6723 0.8312 1.000 0.6749 0.01179 0.00667 -0.1181 0.6678 0.8414 1.500 0.7265 0.01188 0.00681 -0.1174 0.6634 0.8526 2.000 0.7763 0.01195 0.00693 -0.1162 0.6580 0.8644 2.500 0.8322 0.01196 0.00690 -0.1163 0.6528 0.8762 3.000 0.8852 0.01197 0.00688 -0.1156 0.6476 0.8854 3.500 0.9358 0.01207 0.00706 -0.1150 0.6414 0.8951 4.000 0.9830 0.01192 0.00697 -0.1133 0.6344 0.9033 4.500 1.0388 0.01176 0.00681 -0.1135 0.6279 0.9122 5.000 1.0864 0.01172 0.00683 -0.1121 0.6206 0.9205 5.500 1.1321 0.01154 0.00676 -0.1104 0.6111 0.9300 6.000 1.1843 0.01132 0.00652 -0.1098 0.6016 0.9378 6.500 1.2197 0.01121 0.00659 -0.1062 0.5895 0.9493 7.000 1.2593 0.01107 0.00651 -0.1032 0.5762 0.9628 7.500 1.3048 0.01109 0.00658 -0.1019 0.5578 0.9847 8.000 1.3417 0.01142 0.00696 -0.0995 0.5335 1.0000 8.500 1.3681 0.01216 0.00767 -0.0954 0.5007 1.0000 9.000 1.3798 0.01350 0.00888 -0.0894 0.4631 1.0000 10.000 1.3780 0.01816 0.01329 -0.0758 0.3888 1.0000 10.500 1.3742 0.02123 0.01623 -0.0698 0.3541 1.0000 11.000 1.3737 0.02445 0.01936 -0.0649 0.3206 1.0000 11.500 1.3739 0.02788 0.02269 -0.0605 0.2892 1.0000 12.000 1.3786 0.03129 0.02602 -0.0570 0.2582 1.0000 12.500 1.3821 0.03501 0.02965 -0.0538 0.2297 1.0000 13.000 1.3904 0.03862 0.03321 -0.0513 0.2027 1.0000 13.500 1.3987 0.04241 0.03694 -0.0492 0.1766 1.0000 14.000 1.4045 0.04666 0.04112 -0.0474 0.1537 1.0000 14.500 1.4129 0.05087 0.04532 -0.0460 0.1332 1.0000 15.000 1.4222 0.05518 0.04963 -0.0449 0.1143 1.0000 15.500 1.4270 0.06020 0.05464 -0.0442 0.0975 1.0000 16.000 1.4313 0.06552 0.05997 -0.0438 0.0831 1.0000 16.500 1.4364 0.07098 0.06548 -0.0438 0.0700 1.0000 17.000 1.4376 0.07713 0.07169 -0.0442 0.0593 1.0000 17.500 1.4368 0.08385 0.07849 -0.0451 0.0504 1.0000 18.000 1.4363 0.09078 0.08554 -0.0464 0.0427 1.0000 18.500 1.4331 0.09831 0.09319 -0.0483 0.0366 1.0000 19.000 1.4286 0.10625 0.10126 -0.0507 0.0315 1.0000 19.500 1.4221 0.11465 0.10982 -0.0537 0.0276 1.0000 20.000 1.4142 0.12340 0.11873 -0.0572 0.0243 1.0000 20.500 1.4045 0.13255 0.12800 -0.0614 0.0215 1.0000 21.000 1.3994 0.14092 0.13657 -0.0655 0.0189 1.0000 21.500 1.3917 0.14978 0.14561 -0.0702 0.0168 1.0000 22.000 1.3802 0.15930 0.15527 -0.0756 0.0153 1.0000 22.500 1.3740 0.16787 0.16404 -0.0808 0.0137 1.0000 23.000 1.3618 0.17751 0.17379 -0.0869 0.0124 1.0000 23.500 1.3556 0.18611 0.18260 -0.0926 0.0111 1.0000 24.000 1.3453 0.19544 0.19203 -0.0990 0.0101 1.0000 24.500 1.3381 0.20423 0.20101 -0.1051 0.0090 1.0000 25.000 1.3302 0.21316 0.21006 -0.1115 0.0082 1.0000 25.500 1.3220 0.22214 0.21917 -0.1181 0.0072 1.0000 26.000 1.3154 0.23081 0.22798 -0.1246 0.0065 1.0000 26.500 1.3109 0.23878 0.23598 -0.1307 0.0058 1.0000 27.000 1.3024 0.24813 0.24555 -0.1377 0.0052 1.0000 27.500 1.2969 0.25669 0.25422 -0.1442 0.0046 1.0000 28.000 1.2963 0.26362 0.26115 -0.1499 0.0042 1.0000 28.500 1.2861 0.27376 0.27150 -0.1571 0.0039 1.0000 29.000 1.2644 0.28808 0.28607 -0.1662 0.0037 1.0000