XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 715 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 0.2478 0.01090 0.00419 -0.0431 0.5506 0.5372 0.500 0.3058 0.01098 0.00423 -0.0434 0.5459 0.5461 1.000 0.3635 0.01095 0.00423 -0.0437 0.5417 0.5546 1.500 0.4212 0.01111 0.00436 -0.0440 0.5376 0.5623 2.000 0.4788 0.01130 0.00458 -0.0444 0.5331 0.5694 2.500 0.5361 0.01128 0.00469 -0.0447 0.5286 0.5773 3.000 0.5937 0.01132 0.00479 -0.0450 0.5233 0.5855 3.500 0.6511 0.01133 0.00482 -0.0452 0.5179 0.5935 4.000 0.7077 0.01150 0.00510 -0.0454 0.5118 0.6037 4.500 0.7644 0.01143 0.00518 -0.0456 0.5049 0.6142 5.000 0.8213 0.01133 0.00518 -0.0457 0.4977 0.6286 5.500 0.8770 0.01135 0.00539 -0.0457 0.4900 0.6500 6.000 0.9315 0.01108 0.00546 -0.0454 0.4806 0.6982 7.000 1.0569 0.01043 0.00561 -0.0480 0.4561 1.0000 7.500 1.1107 0.01052 0.00580 -0.0477 0.4387 1.0000 8.000 1.1627 0.01072 0.00602 -0.0471 0.4135 1.0000 8.500 1.2101 0.01126 0.00649 -0.0459 0.3707 1.0000 9.000 1.2455 0.01265 0.00758 -0.0434 0.3006 1.0000 9.500 1.2694 0.01458 0.00921 -0.0395 0.2343 1.0000 10.500 1.2708 0.01902 0.01336 -0.0260 0.1560 1.0000 11.000 1.2609 0.02285 0.01715 -0.0217 0.1301 1.0000 11.500 1.2545 0.02738 0.02162 -0.0192 0.1072 1.0000 12.500 1.2463 0.03678 0.03095 -0.0157 0.0708 1.0000 13.000 1.2449 0.04146 0.03563 -0.0145 0.0577 1.0000 13.500 1.2434 0.04639 0.04058 -0.0137 0.0476 1.0000 14.000 1.2442 0.05147 0.04569 -0.0133 0.0394 1.0000 14.500 1.2440 0.05692 0.05120 -0.0133 0.0332 1.0000 15.000 1.2453 0.06248 0.05686 -0.0136 0.0282 1.0000 15.500 1.2464 0.06828 0.06276 -0.0143 0.0239 1.0000 16.000 1.2469 0.07440 0.06899 -0.0153 0.0203 1.0000 16.500 1.2425 0.08143 0.07615 -0.0168 0.0179 1.0000 17.000 1.2354 0.08919 0.08402 -0.0189 0.0157 1.0000 17.500 1.2338 0.09646 0.09147 -0.0212 0.0136 1.0000 18.000 1.2265 0.10493 0.10012 -0.0243 0.0121 1.0000 18.500 1.2162 0.11421 0.10955 -0.0281 0.0109 1.0000 19.000 1.2068 0.12362 0.11916 -0.0323 0.0100 1.0000 19.500 1.1993 0.13291 0.12863 -0.0368 0.0091 1.0000 20.000 1.1882 0.14285 0.13866 -0.0420 0.0084 1.0000 20.500 1.1833 0.15203 0.14808 -0.0471 0.0079 1.0000 21.000 1.1785 0.16116 0.15739 -0.0524 0.0075 1.0000 21.500 1.1734 0.17049 0.16686 -0.0581 0.0070 1.0000 22.000 1.1711 0.17894 0.17539 -0.0634 0.0066 1.0000 22.500 1.1655 0.18843 0.18508 -0.0695 0.0063 1.0000 23.000 1.1565 0.19908 0.19595 -0.0765 0.0061 1.0000 23.500 1.1437 0.21098 0.20809 -0.0843 0.0059 1.0000 24.000 1.1255 0.22486 0.22222 -0.0933 0.0059 1.0000