XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 855 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 0.5171 0.00979 0.00311 -0.1194 0.5896 0.5586 0.500 0.5711 0.00981 0.00316 -0.1191 0.5796 0.5690 1.000 0.6263 0.01001 0.00329 -0.1191 0.5696 0.5812 1.500 0.6800 0.01006 0.00341 -0.1187 0.5604 0.5931 2.500 0.7888 0.01040 0.00380 -0.1184 0.5432 0.6230 3.000 0.8415 0.01050 0.00401 -0.1179 0.5347 0.6405 3.500 0.8969 0.01078 0.00431 -0.1181 0.5260 0.6621 4.000 0.9482 0.01088 0.00461 -0.1173 0.5190 0.6877 4.500 0.9993 0.01100 0.00489 -0.1165 0.5108 0.7205 5.000 1.0504 0.01122 0.00529 -0.1157 0.5019 0.7660 5.500 1.0924 0.01115 0.00556 -0.1128 0.4917 0.8394 6.000 1.1402 0.01117 0.00580 -0.1111 0.4794 1.0000 6.500 1.1847 0.01138 0.00604 -0.1090 0.4666 1.0000 7.000 1.2292 0.01167 0.00640 -0.1070 0.4545 1.0000 7.500 1.2695 0.01202 0.00675 -0.1041 0.4409 1.0000 8.000 1.3040 0.01226 0.00713 -0.1001 0.4257 1.0000 8.500 1.3356 0.01266 0.00758 -0.0956 0.4052 1.0000 9.000 1.3614 0.01326 0.00816 -0.0902 0.3761 1.0000 9.500 1.3780 0.01427 0.00904 -0.0836 0.3278 1.0000 10.000 1.3731 0.01629 0.01071 -0.0742 0.2582 1.0000 10.500 1.3610 0.01903 0.01313 -0.0649 0.1988 1.0000 11.000 1.3508 0.02215 0.01604 -0.0573 0.1522 1.0000 11.500 1.3423 0.02572 0.01948 -0.0511 0.1191 1.0000 12.000 1.3371 0.02962 0.02333 -0.0465 0.0939 1.0000 12.500 1.3348 0.03380 0.02751 -0.0431 0.0768 1.0000 13.000 1.3326 0.03839 0.03211 -0.0405 0.0616 1.0000 14.000 1.3306 0.04840 0.04221 -0.0374 0.0392 1.0000 14.500 1.3298 0.05386 0.04773 -0.0367 0.0304 1.0000 15.000 1.3227 0.06035 0.05423 -0.0365 0.0181 1.0000 15.500 1.3106 0.06784 0.06175 -0.0369 0.0091 1.0000 16.000 1.2969 0.07605 0.07010 -0.0379 0.0057 1.0000 16.500 1.2944 0.08318 0.07745 -0.0393 0.0049 1.0000 17.000 1.2877 0.09126 0.08572 -0.0414 0.0044 1.0000 17.500 1.2764 0.10038 0.09505 -0.0443 0.0042 1.0000 18.000 1.2702 0.10899 0.10389 -0.0474 0.0040 1.0000 18.500 1.2621 0.11808 0.11320 -0.0511 0.0039 1.0000 19.000 1.2532 0.12746 0.12279 -0.0553 0.0038 1.0000 19.500 1.2450 0.13679 0.13233 -0.0598 0.0037 1.0000 20.000 1.2381 0.14589 0.14161 -0.0645 0.0036 1.0000 20.500 1.2316 0.15492 0.15083 -0.0694 0.0036 1.0000 21.000 1.2267 0.16363 0.15971 -0.0743 0.0035 1.0000 21.500 1.2224 0.17218 0.16844 -0.0794 0.0035 1.0000 22.000 1.2180 0.18074 0.17717 -0.0846 0.0035 1.0000 22.500 1.2131 0.18945 0.18607 -0.0902 0.0035 1.0000 23.000 1.2069 0.19854 0.19535 -0.0961 0.0035 1.0000 23.500 1.1975 0.20856 0.20558 -0.1026 0.0035 1.0000 24.000 1.1833 0.22006 0.21732 -0.1102 0.0036 1.0000 24.500 1.1607 0.23449 0.23201 -0.1193 0.0037 1.0000