XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 857 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 0.5440 0.01187 0.00447 -0.1145 0.4787 0.4918 0.500 0.5939 0.01188 0.00453 -0.1133 0.4712 0.5001 1.000 0.6451 0.01209 0.00464 -0.1124 0.4636 0.5089 1.500 0.6970 0.01226 0.00480 -0.1118 0.4564 0.5179 2.000 0.7464 0.01239 0.00496 -0.1106 0.4501 0.5271 2.500 0.7970 0.01264 0.00515 -0.1097 0.4438 0.5370 3.000 0.8503 0.01292 0.00546 -0.1094 0.4377 0.5486 3.500 0.8969 0.01311 0.00570 -0.1078 0.4321 0.5599 4.000 0.9450 0.01332 0.00599 -0.1064 0.4269 0.5738 4.500 0.9970 0.01369 0.00635 -0.1060 0.4213 0.5894 5.000 1.0466 0.01402 0.00678 -0.1052 0.4165 0.6071 5.500 1.0908 0.01426 0.00716 -0.1032 0.4116 0.6289 6.000 1.1360 0.01452 0.00757 -0.1015 0.4069 0.6577 6.500 1.1840 0.01488 0.00804 -0.1004 0.4020 0.6968 7.000 1.2302 0.01524 0.00865 -0.0991 0.3973 0.7606 8.500 1.3639 0.01621 0.01017 -0.0944 0.3840 1.0000 9.000 1.4143 0.01695 0.01089 -0.0942 0.3786 1.0000 9.500 1.4473 0.01751 0.01158 -0.0908 0.3748 1.0000 10.000 1.4817 0.01809 0.01225 -0.0877 0.3699 1.0000 10.500 1.5171 0.01871 0.01290 -0.0850 0.3648 1.0000 11.000 1.5543 0.01952 0.01375 -0.0828 0.3585 1.0000 11.500 1.5734 0.02037 0.01476 -0.0779 0.3526 1.0000 12.000 1.5978 0.02128 0.01575 -0.0740 0.3464 1.0000 12.500 1.6279 0.02238 0.01688 -0.0714 0.3398 1.0000 13.000 1.6414 0.02387 0.01857 -0.0668 0.3336 1.0000 13.500 1.6602 0.02542 0.02021 -0.0633 0.3269 1.0000 14.000 1.6768 0.02733 0.02223 -0.0601 0.3197 1.0000 14.500 1.6845 0.02985 0.02493 -0.0565 0.3114 1.0000 15.000 1.6954 0.03252 0.02765 -0.0537 0.3030 1.0000 15.500 1.6966 0.03617 0.03151 -0.0510 0.2934 1.0000 16.000 1.6955 0.04035 0.03580 -0.0487 0.2828 1.0000 16.500 1.6865 0.04554 0.04105 -0.0468 0.2703 1.0000 17.000 1.6711 0.05186 0.04753 -0.0455 0.2565 1.0000 17.500 1.6480 0.05930 0.05509 -0.0447 0.2413 1.0000 18.000 1.6150 0.06829 0.06414 -0.0446 0.2235 1.0000 18.500 1.5767 0.07832 0.07419 -0.0452 0.2048 1.0000 19.000 1.5378 0.08891 0.08479 -0.0466 0.1855 1.0000 19.500 1.5044 0.09923 0.09514 -0.0486 0.1677 1.0000 20.000 1.4778 0.10897 0.10488 -0.0511 0.1514 1.0000 20.500 1.4575 0.11798 0.11390 -0.0537 0.1371 1.0000 21.000 1.4414 0.12652 0.12244 -0.0566 0.1240 1.0000 22.000 1.4226 0.14186 0.13783 -0.0627 0.1018 1.0000 22.500 1.4165 0.14903 0.14506 -0.0660 0.0924 1.0000 23.000 1.4125 0.15585 0.15189 -0.0693 0.0837 1.0000 23.500 1.4048 0.16326 0.15930 -0.0731 0.0750 1.0000 24.000 1.4008 0.17012 0.16620 -0.0768 0.0677 1.0000 24.500 1.3999 0.17643 0.17257 -0.0805 0.0608 1.0000 25.000 1.3959 0.18320 0.17939 -0.0845 0.0549 1.0000 25.500 1.3905 0.19017 0.18637 -0.0889 0.0494 1.0000 26.000 1.3904 0.19622 0.19251 -0.0929 0.0444 1.0000 26.500 1.3866 0.20287 0.19922 -0.0974 0.0400 1.0000 27.000 1.3811 0.20980 0.20617 -0.1022 0.0358 1.0000 27.500 1.3786 0.21623 0.21268 -0.1068 0.0319 1.0000 28.000 1.3743 0.22297 0.21951 -0.1117 0.0286 1.0000 28.500 1.3685 0.22993 0.22651 -0.1169 0.0255 1.0000 29.000 1.3641 0.23668 0.23332 -0.1221 0.0226 1.0000 29.500 1.3595 0.24349 0.24023 -0.1274 0.0201 1.0000 30.000 1.3543 0.25035 0.24712 -0.1329 0.0179 1.0000 30.500 1.3498 0.25713 0.25396 -0.1384 0.0158 1.0000 31.000 1.3459 0.26376 0.26069 -0.1439 0.0141 1.0000 31.500 1.3444 0.26972 0.26664 -0.1491 0.0125 1.0000 32.000 1.3385 0.27687 0.27392 -0.1550 0.0110 1.0000 32.500 1.3378 0.28261 0.27968 -0.1603 0.0099 1.0000 33.000 1.3342 0.28925 0.28643 -0.1661 0.0088 1.0000 33.500 1.3324 0.29533 0.29254 -0.1717 0.0078 1.0000 34.000 1.3306 0.30148 0.29880 -0.1774 0.0071 1.0000 34.500 1.3324 0.30645 0.30377 -0.1825 0.0064 1.0000 35.000 1.3291 0.31298 0.31044 -0.1886 0.0060 1.0000 35.500 1.3202 0.32126 0.31890 -0.1959 0.0055 1.0000 36.000 1.3120 0.32940 0.32717 -0.2033 0.0051 1.0000 36.500 1.3150 0.33360 0.33138 -0.2089 0.0048 1.0000