XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 657 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 0.5650 0.01147 0.00672 -0.1232 0.7220 0.8352 0.500 0.6180 0.01182 0.00701 -0.1224 0.7172 0.8486 1.000 0.6651 0.01186 0.00711 -0.1206 0.7123 0.8628 1.500 0.7154 0.01191 0.00717 -0.1196 0.7062 0.8765 2.000 0.7651 0.01174 0.00699 -0.1180 0.7009 0.8875 2.500 0.8259 0.01176 0.00692 -0.1192 0.6952 0.8965 3.000 0.8663 0.01163 0.00690 -0.1162 0.6883 0.9063 3.500 0.9208 0.01142 0.00671 -0.1161 0.6808 0.9151 4.000 0.9753 0.01111 0.00635 -0.1157 0.6736 0.9230 4.500 1.0189 0.01099 0.00637 -0.1137 0.6640 0.9325 5.000 1.0657 0.01061 0.00602 -0.1118 0.6543 0.9416 5.500 1.1066 0.01047 0.00597 -0.1091 0.6419 0.9521 6.000 1.1486 0.01021 0.00573 -0.1065 0.6278 0.9640 6.500 1.1904 0.01017 0.00574 -0.1042 0.6077 0.9771 7.000 1.2324 0.01037 0.00599 -0.1025 0.5805 1.0000 7.500 1.2605 0.01098 0.00650 -0.0983 0.5442 1.0000 8.000 1.2794 0.01209 0.00747 -0.0931 0.5022 1.0000 8.500 1.2892 0.01374 0.00897 -0.0870 0.4594 1.0000 9.000 1.2957 0.01581 0.01089 -0.0809 0.4190 1.0000 9.500 1.3008 0.01820 0.01314 -0.0752 0.3805 1.0000 10.000 1.3076 0.02074 0.01556 -0.0702 0.3428 1.0000 10.500 1.3174 0.02330 0.01801 -0.0659 0.3075 1.0000 11.500 1.3378 0.02891 0.02341 -0.0584 0.2401 1.0000 12.000 1.3483 0.03198 0.02636 -0.0551 0.2093 1.0000 12.500 1.3620 0.03501 0.02932 -0.0525 0.1802 1.0000 13.500 1.3873 0.04172 0.03593 -0.0480 0.1317 1.0000 14.000 1.3971 0.04562 0.03978 -0.0461 0.1111 1.0000 14.500 1.4079 0.04960 0.04377 -0.0446 0.0935 1.0000 15.000 1.4166 0.05400 0.04817 -0.0434 0.0777 1.0000 15.500 1.4238 0.05880 0.05301 -0.0425 0.0643 1.0000 16.000 1.4276 0.06422 0.05846 -0.0420 0.0530 1.0000 16.500 1.4317 0.06988 0.06421 -0.0420 0.0438 1.0000 17.000 1.4327 0.07618 0.07060 -0.0424 0.0362 1.0000 17.500 1.4306 0.08320 0.07773 -0.0435 0.0306 1.0000 18.000 1.4281 0.09056 0.08524 -0.0450 0.0262 1.0000 18.500 1.4237 0.09846 0.09331 -0.0472 0.0227 1.0000 19.000 1.4191 0.10664 0.10169 -0.0499 0.0197 1.0000 19.500 1.4115 0.11545 0.11071 -0.0532 0.0173 1.0000 20.000 1.4003 0.12498 0.12043 -0.0573 0.0155 1.0000 20.500 1.3909 0.13430 0.12995 -0.0618 0.0137 1.0000 21.000 1.3780 0.14432 0.14018 -0.0670 0.0123 1.0000 21.500 1.3662 0.15419 0.15022 -0.0726 0.0110 1.0000 22.000 1.3544 0.16408 0.16032 -0.0785 0.0098 1.0000 22.500 1.3419 0.17414 0.17055 -0.0848 0.0088 1.0000 23.000 1.3285 0.18439 0.18096 -0.0915 0.0080 1.0000 23.500 1.3188 0.19401 0.19077 -0.0980 0.0071 1.0000 24.000 1.3060 0.20416 0.20100 -0.1051 0.0063 1.0000 24.500 1.2981 0.21352 0.21057 -0.1116 0.0057 1.0000 25.000 1.2906 0.22276 0.21994 -0.1183 0.0051 1.0000 25.500 1.2846 0.23141 0.22863 -0.1247 0.0046 1.0000 26.000 1.2760 0.24111 0.23853 -0.1317 0.0042 1.0000 26.500 1.2696 0.25029 0.24787 -0.1384 0.0039 1.0000 27.000 1.2631 0.25961 0.25732 -0.1452 0.0036 1.0000 27.500 1.2560 0.26930 0.26713 -0.1521 0.0034 1.0000