XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 793 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 0.5393 0.00968 0.00299 -0.1166 0.5364 0.4873 0.500 0.5937 0.00981 0.00308 -0.1160 0.5192 0.5145 1.000 0.6486 0.00991 0.00321 -0.1156 0.5038 0.5440 1.500 0.7027 0.01004 0.00339 -0.1151 0.4891 0.5764 2.500 0.8098 0.01034 0.00381 -0.1139 0.4616 0.6528 3.000 0.8621 0.01054 0.00408 -0.1130 0.4485 0.6968 3.500 0.9135 0.01070 0.00436 -0.1119 0.4361 0.7498 4.000 0.9623 0.01081 0.00468 -0.1102 0.4242 0.8165 4.500 1.0050 0.01080 0.00488 -0.1070 0.4127 1.0000 5.000 1.0586 0.01113 0.00520 -0.1067 0.4015 1.0000 5.500 1.1094 0.01164 0.00558 -0.1059 0.3895 1.0000 6.000 1.1607 0.01194 0.00594 -0.1050 0.3789 1.0000 6.500 1.2092 0.01245 0.00639 -0.1038 0.3674 1.0000 7.000 1.2573 0.01283 0.00680 -0.1024 0.3559 1.0000 7.500 1.3031 0.01334 0.00732 -0.1007 0.3446 1.0000 8.000 1.3463 0.01385 0.00782 -0.0985 0.3329 1.0000 8.500 1.3864 0.01434 0.00838 -0.0957 0.3216 1.0000 9.500 1.4589 0.01556 0.00968 -0.0891 0.2984 1.0000 10.000 1.4916 0.01631 0.01046 -0.0854 0.2853 1.0000 10.500 1.5193 0.01726 0.01139 -0.0812 0.2712 1.0000 11.000 1.5479 0.01821 0.01240 -0.0774 0.2561 1.0000 11.500 1.5729 0.01940 0.01366 -0.0734 0.2406 1.0000 12.000 1.5927 0.02095 0.01525 -0.0691 0.2240 1.0000 12.500 1.6062 0.02300 0.01730 -0.0646 0.2053 1.0000 13.000 1.6130 0.02571 0.02000 -0.0602 0.1860 1.0000 13.500 1.6160 0.02905 0.02335 -0.0564 0.1657 1.0000 14.000 1.6125 0.03330 0.02762 -0.0531 0.1468 1.0000 14.500 1.6052 0.03842 0.03277 -0.0507 0.1314 1.0000 15.000 1.5949 0.04436 0.03877 -0.0493 0.1181 1.0000 15.500 1.5852 0.05082 0.04534 -0.0488 0.1076 1.0000 16.000 1.5718 0.05821 0.05284 -0.0491 0.0976 1.0000 16.500 1.5584 0.06613 0.06088 -0.0503 0.0892 1.0000 17.000 1.5436 0.07471 0.06959 -0.0521 0.0814 1.0000 17.500 1.5273 0.08397 0.07899 -0.0548 0.0744 1.0000 18.000 1.5117 0.09352 0.08866 -0.0579 0.0679 1.0000 18.500 1.4954 0.10352 0.09879 -0.0617 0.0618 1.0000 19.000 1.4831 0.11308 0.10849 -0.0656 0.0561 1.0000 19.500 1.4720 0.12257 0.11810 -0.0698 0.0507 1.0000 20.000 1.4625 0.13185 0.12752 -0.0743 0.0459 1.0000 20.500 1.4536 0.14104 0.13682 -0.0790 0.0417 1.0000 21.000 1.4451 0.15013 0.14602 -0.0839 0.0380 1.0000 21.500 1.4369 0.15916 0.15515 -0.0891 0.0345 1.0000 22.000 1.4324 0.16747 0.16358 -0.0941 0.0311 1.0000 22.500 1.4279 0.17569 0.17192 -0.0993 0.0281 1.0000 23.000 1.4218 0.18421 0.18053 -0.1049 0.0255 1.0000 23.500 1.4158 0.19269 0.18911 -0.1106 0.0232 1.0000 24.000 1.4122 0.20068 0.19723 -0.1162 0.0209 1.0000 24.500 1.4068 0.20899 0.20565 -0.1222 0.0191 1.0000 25.000 1.4029 0.21698 0.21374 -0.1280 0.0174 1.0000 25.500 1.3982 0.22510 0.22198 -0.1341 0.0157 1.0000 26.000 1.3911 0.23371 0.23068 -0.1407 0.0142 1.0000 26.500 1.3858 0.24199 0.23908 -0.1471 0.0124 1.0000 27.000 1.3779 0.25086 0.24807 -0.1539 0.0109 1.0000 27.500 1.3686 0.26017 0.25745 -0.1611 0.0095 1.0000 28.000 1.3585 0.26987 0.26725 -0.1685 0.0076 1.0000 28.500 1.3516 0.27884 0.27631 -0.1754 0.0063 1.0000 29.000 1.3470 0.28720 0.28469 -0.1819 0.0054 1.0000 29.500 1.3440 0.29514 0.29271 -0.1881 0.0046 1.0000 30.000 1.3458 0.30150 0.29910 -0.1934 0.0043 1.0000 30.500 1.3489 0.30737 0.30500 -0.1985 0.0040 1.0000 31.000 1.3470 0.31498 0.31274 -0.2045 0.0038 1.0000