XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 862 STRUT 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 0.0005 0.01647 0.00865 0.0000 0.4297 0.4293 0.500 0.0598 0.01661 0.00873 -0.0011 0.4240 0.4339 1.000 0.1198 0.01648 0.00871 -0.0021 0.4211 0.4388 1.500 0.1800 0.01649 0.00879 -0.0031 0.4169 0.4436 2.000 0.2402 0.01652 0.00883 -0.0042 0.4124 0.4482 2.500 0.3005 0.01660 0.00885 -0.0052 0.4084 0.4521 3.000 0.3600 0.01681 0.00899 -0.0063 0.4032 0.4568 3.500 0.4181 0.01683 0.00915 -0.0070 0.3996 0.4629 4.000 0.4764 0.01692 0.00933 -0.0078 0.3956 0.4679 4.500 0.5350 0.01699 0.00942 -0.0086 0.3910 0.4730 5.000 0.5936 0.01715 0.00954 -0.0093 0.3870 0.4777 5.500 0.6516 0.01750 0.00984 -0.0102 0.3816 0.4838 6.000 0.7056 0.01755 0.01008 -0.0103 0.3782 0.4903 6.500 0.7599 0.01772 0.01034 -0.0105 0.3736 0.4965 7.000 0.8147 0.01790 0.01053 -0.0107 0.3692 0.5028 7.500 0.8693 0.01816 0.01073 -0.0110 0.3645 0.5089 8.000 0.9186 0.01851 0.01125 -0.0105 0.3601 0.5177 8.500 0.9637 0.01883 0.01169 -0.0093 0.3555 0.5257 9.000 1.0085 0.01918 0.01207 -0.0081 0.3508 0.5331 9.500 1.0498 0.01951 0.01243 -0.0064 0.3460 0.5440 10.000 1.0799 0.02027 0.01335 -0.0034 0.3415 0.5542 10.500 1.1103 0.02126 0.01445 -0.0012 0.3365 0.5633 11.000 1.1442 0.02220 0.01552 0.0002 0.3314 0.5782 11.500 1.1827 0.02333 0.01666 0.0009 0.3259 0.5927 12.000 1.1992 0.02552 0.01912 0.0025 0.3204 0.6094 12.500 1.2241 0.02759 0.02128 0.0031 0.3146 0.6267 13.000 1.2524 0.02953 0.02334 0.0035 0.3086 0.6505 13.500 1.2552 0.03350 0.02758 0.0041 0.3019 0.6747 14.000 1.2773 0.03603 0.03021 0.0043 0.2954 0.7066 14.500 1.2718 0.04104 0.03552 0.0046 0.2882 0.7415 15.000 1.2785 0.04510 0.03983 0.0047 0.2810 0.7945 15.500 1.2676 0.04961 0.04488 0.0068 0.2737 1.0000 16.000 1.2684 0.05492 0.05021 0.0060 0.2658 1.0000 16.500 1.2649 0.06072 0.05606 0.0052 0.2580 1.0000 17.000 1.2671 0.06607 0.06140 0.0041 0.2502 1.0000 17.500 1.2546 0.07307 0.06849 0.0030 0.2419 1.0000 18.000 1.2704 0.07703 0.07239 0.0020 0.2350 1.0000 18.500 1.2524 0.08486 0.08033 0.0004 0.2267 1.0000 19.000 1.2752 0.08811 0.08350 -0.0007 0.2204 1.0000 19.500 1.2525 0.09666 0.09219 -0.0027 0.2121 1.0000 20.000 1.2795 0.09940 0.09483 -0.0038 0.2063 1.0000 20.500 1.2528 0.10870 0.10429 -0.0064 0.1982 1.0000 21.000 1.2843 0.11083 0.10631 -0.0076 0.1929 1.0000 21.500 1.2566 0.12045 0.11611 -0.0107 0.1850 1.0000 22.000 1.2890 0.12246 0.11799 -0.0121 0.1801 1.0000 22.500 1.2631 0.13205 0.12777 -0.0158 0.1726 1.0000 23.000 1.2945 0.13411 0.12972 -0.0174 0.1679 1.0000 23.500 1.2707 0.14358 0.13935 -0.0216 0.1607 1.0000 24.000 1.3001 0.14587 0.14155 -0.0235 0.1563 1.0000 24.500 1.2797 0.15506 0.15090 -0.0282 0.1495 1.0000 25.000 1.3071 0.15757 0.15333 -0.0304 0.1452 1.0000 25.500 1.2891 0.16647 0.16237 -0.0354 0.1387 1.0000 26.000 1.3138 0.16928 0.16512 -0.0380 0.1346 1.0000 26.500 1.2983 0.17792 0.17388 -0.0434 0.1284 1.0000 27.000 1.3209 0.18094 0.17686 -0.0463 0.1245 1.0000 27.500 1.3065 0.18953 0.18557 -0.0521 0.1185 1.0000 28.000 1.3273 0.19274 0.18874 -0.0553 0.1147 1.0000 28.500 1.3102 0.20184 0.19796 -0.0619 0.1087 1.0000 29.000 1.3338 0.20447 0.20054 -0.0650 0.1053 1.0000 29.500 1.3114 0.21448 0.21068 -0.0724 0.0992 1.0000 30.000 1.3420 0.21581 0.21193 -0.0750 0.0963 1.0000 31.000 1.3514 0.22676 0.22293 -0.0853 0.0878 1.0000 32.000 1.3578 0.23806 0.23429 -0.0963 0.0799 1.0000 34.000 1.3389 0.26602 0.26249 -0.1233 0.0636 1.0000 35.000 1.3568 0.27464 0.27112 -0.1340 0.0578 1.0000