XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 678 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 0.7383 0.00952 0.00417 -0.1812 0.7165 0.7680 0.500 0.7954 0.00983 0.00445 -0.1817 0.7108 0.7804 1.000 0.8631 0.01023 0.00475 -0.1847 0.7045 0.7909 1.500 0.9086 0.01044 0.00503 -0.1828 0.6988 0.8017 2.000 0.9615 0.01066 0.00523 -0.1827 0.6910 0.8106 2.500 1.0248 0.01108 0.00560 -0.1847 0.6833 0.8179 3.000 1.0673 0.01121 0.00584 -0.1824 0.6768 0.8264 3.500 1.1175 0.01136 0.00602 -0.1817 0.6688 0.8334 4.000 1.1732 0.01168 0.00637 -0.1822 0.6609 0.8403 4.500 1.2115 0.01178 0.00659 -0.1789 0.6525 0.8488 5.000 1.2605 0.01192 0.00676 -0.1779 0.6428 0.8561 5.500 1.2863 0.01198 0.00698 -0.1720 0.6330 0.8654 6.000 1.3267 0.01212 0.00716 -0.1692 0.6219 0.8730 6.500 1.3468 0.01227 0.00750 -0.1623 0.6091 0.8831 7.000 1.3718 0.01251 0.00783 -0.1565 0.5924 0.8933 7.500 1.3869 0.01286 0.00829 -0.1489 0.5682 0.9066 8.000 1.3954 0.01349 0.00894 -0.1403 0.5310 0.9270 8.500 1.3966 0.01482 0.01009 -0.1313 0.4681 1.0000 9.000 1.3952 0.01739 0.01226 -0.1231 0.3964 1.0000 9.500 1.3944 0.02028 0.01480 -0.1156 0.3263 1.0000 10.000 1.3996 0.02313 0.01742 -0.1094 0.2732 1.0000 10.500 1.4064 0.02613 0.02022 -0.1040 0.2253 1.0000 11.000 1.4116 0.02952 0.02341 -0.0990 0.1803 1.0000 11.500 1.4173 0.03317 0.02689 -0.0946 0.1405 1.0000 12.000 1.4234 0.03712 0.03069 -0.0909 0.1042 1.0000 12.500 1.4290 0.04142 0.03485 -0.0878 0.0725 1.0000 13.000 1.4333 0.04611 0.03942 -0.0850 0.0448 1.0000 13.500 1.4296 0.05189 0.04506 -0.0823 0.0190 1.0000 14.000 1.4325 0.05731 0.05057 -0.0804 0.0123 1.0000 14.500 1.4384 0.06263 0.05605 -0.0790 0.0104 1.0000 15.000 1.4450 0.06810 0.06172 -0.0782 0.0096 1.0000 15.500 1.4483 0.07420 0.06803 -0.0777 0.0090 1.0000 16.000 1.4481 0.08104 0.07506 -0.0777 0.0087 1.0000 16.500 1.4418 0.08905 0.08327 -0.0784 0.0084 1.0000 17.000 1.4348 0.09744 0.09188 -0.0796 0.0082 1.0000 17.500 1.4314 0.10549 0.10015 -0.0814 0.0081 1.0000 18.000 1.4284 0.11359 0.10846 -0.0835 0.0080 1.0000 18.500 1.4270 0.12138 0.11647 -0.0860 0.0079 1.0000 19.000 1.4268 0.12901 0.12431 -0.0888 0.0076 1.0000 19.500 1.4266 0.13662 0.13213 -0.0920 0.0074 1.0000 20.000 1.4260 0.14424 0.13995 -0.0955 0.0072 1.0000 20.500 1.4252 0.15177 0.14770 -0.0993 0.0071 1.0000 21.000 1.4233 0.15950 0.15563 -0.1035 0.0070 1.0000 21.500 1.4200 0.16748 0.16383 -0.1082 0.0069 1.0000 22.000 1.4151 0.17582 0.17238 -0.1134 0.0068 1.0000 22.500 1.4072 0.18480 0.18160 -0.1194 0.0067 1.0000 23.000 1.3958 0.19469 0.19174 -0.1262 0.0066 1.0000 23.500 1.3790 0.20620 0.20354 -0.1345 0.0066 1.0000 24.000 1.3545 0.22016 0.21782 -0.1447 0.0067 1.0000