XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 856 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 0.5336 0.01088 0.00380 -0.1176 0.5275 0.5241 0.500 0.5864 0.01091 0.00386 -0.1170 0.5191 0.5335 1.000 0.6413 0.01118 0.00400 -0.1170 0.5099 0.5438 1.500 0.6930 0.01121 0.00412 -0.1162 0.5029 0.5540 2.000 0.7455 0.01137 0.00426 -0.1156 0.4958 0.5653 2.500 0.8004 0.01163 0.00451 -0.1157 0.4883 0.5779 3.000 0.8519 0.01178 0.00473 -0.1150 0.4824 0.5911 3.500 0.9019 0.01192 0.00496 -0.1140 0.4757 0.6070 4.000 0.9537 0.01214 0.00523 -0.1134 0.4696 0.6250 4.500 1.0084 0.01249 0.00566 -0.1135 0.4634 0.6464 5.000 1.0547 0.01261 0.00597 -0.1118 0.4577 0.6737 5.500 1.1012 0.01276 0.00630 -0.1101 0.4519 0.7096 6.000 1.1510 0.01303 0.00673 -0.1092 0.4460 0.7618 6.500 1.1884 0.01306 0.00721 -0.1055 0.4405 0.8887 7.000 1.2414 0.01330 0.00761 -0.1054 0.4345 1.0000 7.500 1.2830 0.01362 0.00794 -0.1030 0.4279 1.0000 8.000 1.3290 0.01413 0.00844 -0.1016 0.4198 1.0000 8.500 1.3583 0.01438 0.00882 -0.0968 0.4120 1.0000 9.000 1.3936 0.01476 0.00919 -0.0933 0.4029 1.0000 9.500 1.4273 0.01522 0.00978 -0.0898 0.3947 1.0000 10.000 1.4571 0.01567 0.01033 -0.0856 0.3857 1.0000 10.500 1.4878 0.01633 0.01104 -0.0818 0.3763 1.0000 11.000 1.5127 0.01698 0.01185 -0.0772 0.3656 1.0000 11.500 1.5344 0.01792 0.01286 -0.0724 0.3537 1.0000 12.000 1.5503 0.01913 0.01414 -0.0672 0.3387 1.0000 12.500 1.5650 0.02064 0.01576 -0.0624 0.3218 1.0000 13.000 1.5703 0.02285 0.01802 -0.0571 0.3009 1.0000 13.500 1.5624 0.02618 0.02133 -0.0514 0.2750 1.0000 14.000 1.5453 0.03076 0.02588 -0.0462 0.2430 1.0000 14.500 1.5154 0.03707 0.03212 -0.0417 0.2129 1.0000 15.000 1.4837 0.04437 0.03939 -0.0387 0.1860 1.0000 15.500 1.4507 0.05254 0.04754 -0.0370 0.1633 1.0000 16.000 1.4264 0.06046 0.05548 -0.0363 0.1430 1.0000 16.500 1.4042 0.06863 0.06366 -0.0364 0.1253 1.0000 17.000 1.3870 0.07660 0.07165 -0.0371 0.1106 1.0000 17.500 1.3728 0.08454 0.07963 -0.0383 0.0977 1.0000 18.000 1.3620 0.09232 0.08746 -0.0399 0.0865 1.0000 18.500 1.3531 0.10007 0.09526 -0.0418 0.0764 1.0000 19.000 1.3443 0.10799 0.10321 -0.0442 0.0666 1.0000 19.500 1.3400 0.11535 0.11064 -0.0466 0.0583 1.0000 20.000 1.3375 0.12245 0.11781 -0.0492 0.0506 1.0000 20.500 1.3335 0.12989 0.12532 -0.0522 0.0438 1.0000 21.000 1.3295 0.13729 0.13281 -0.0554 0.0381 1.0000 21.500 1.3269 0.14442 0.14001 -0.0588 0.0330 1.0000 22.000 1.3225 0.15187 0.14755 -0.0625 0.0287 1.0000 22.500 1.3178 0.15934 0.15511 -0.0664 0.0248 1.0000 23.000 1.3128 0.16682 0.16269 -0.0706 0.0216 1.0000 23.500 1.3081 0.17420 0.17017 -0.0749 0.0187 1.0000 24.000 1.3008 0.18206 0.17813 -0.0797 0.0165 1.0000 24.500 1.2931 0.18999 0.18615 -0.0847 0.0145 1.0000 25.000 1.2876 0.19755 0.19384 -0.0896 0.0127 1.0000 25.500 1.2799 0.20546 0.20185 -0.0949 0.0114 1.0000 26.000 1.2745 0.21294 0.20944 -0.1001 0.0102 1.0000 26.500 1.2685 0.22052 0.21711 -0.1054 0.0090 1.0000 27.000 1.2638 0.22780 0.22450 -0.1106 0.0082 1.0000 27.500 1.2593 0.23499 0.23176 -0.1159 0.0073 1.0000 28.000 1.2574 0.24165 0.23853 -0.1210 0.0067 1.0000 28.500 1.2557 0.24820 0.24514 -0.1260 0.0062 1.0000 29.000 1.2540 0.25469 0.25172 -0.1311 0.0056 1.0000 29.500 1.2516 0.26142 0.25859 -0.1362 0.0054 1.0000 30.000 1.2457 0.26915 0.26646 -0.1420 0.0050 1.0000 30.500 1.2417 0.27640 0.27381 -0.1476 0.0047 1.0000 31.000 1.2360 0.28421 0.28172 -0.1534 0.0046 1.0000