XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 863 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 0.0000 0.01853 0.01029 0.0000 0.4366 0.4365 0.500 0.0581 0.01832 0.01019 -0.0011 0.4336 0.4399 1.000 0.1167 0.01831 0.01026 -0.0021 0.4299 0.4434 1.500 0.1758 0.01834 0.01028 -0.0033 0.4266 0.4469 2.000 0.2355 0.01845 0.01031 -0.0045 0.4236 0.4504 2.500 0.2928 0.01865 0.01049 -0.0055 0.4202 0.4538 3.000 0.3485 0.01861 0.01061 -0.0061 0.4168 0.4576 3.500 0.4055 0.01870 0.01075 -0.0069 0.4134 0.4612 4.000 0.4639 0.01878 0.01080 -0.0079 0.4101 0.4652 4.500 0.5245 0.01918 0.01107 -0.0095 0.4066 0.4689 5.000 0.5742 0.01918 0.01128 -0.0092 0.4036 0.4730 5.500 0.6257 0.01932 0.01152 -0.0091 0.3998 0.4770 6.000 0.6801 0.01946 0.01168 -0.0095 0.3964 0.4817 6.500 0.7381 0.01966 0.01179 -0.0105 0.3931 0.4861 7.000 0.7836 0.01996 0.01226 -0.0096 0.3896 0.4908 7.500 0.8238 0.02024 0.01267 -0.0079 0.3856 0.4956 8.000 0.8691 0.02047 0.01291 -0.0069 0.3820 0.5008 8.500 0.9189 0.02063 0.01307 -0.0066 0.3786 0.5068 9.000 0.9406 0.02128 0.01388 -0.0022 0.3748 0.5123 9.500 0.9668 0.02216 0.01486 0.0008 0.3706 0.5182 10.000 1.0075 0.02267 0.01545 0.0016 0.3667 0.5251 10.500 1.0565 0.02327 0.01603 0.0013 0.3628 0.5332 11.000 1.0610 0.02529 0.01831 0.0051 0.3580 0.5406 11.500 1.0914 0.02660 0.01971 0.0059 0.3534 0.5501 12.000 1.1423 0.02713 0.02023 0.0051 0.3493 0.5610 12.500 1.1266 0.03129 0.02467 0.0080 0.3431 0.5705 13.000 1.1564 0.03307 0.02653 0.0079 0.3382 0.5837 13.500 1.1566 0.03708 0.03074 0.0088 0.3318 0.5971 14.000 1.1669 0.04062 0.03442 0.0089 0.3256 0.6137 14.500 1.1651 0.04538 0.03936 0.0091 0.3186 0.6317 15.000 1.1734 0.04949 0.04362 0.0087 0.3117 0.6546 15.500 1.1489 0.05675 0.05111 0.0087 0.3027 0.6777 16.000 1.1875 0.05823 0.05272 0.0078 0.2975 0.7193 16.500 1.1482 0.06721 0.06205 0.0076 0.2870 0.7592 17.000 1.1965 0.06566 0.06103 0.0098 0.2833 1.0000 17.500 1.1531 0.07558 0.07110 0.0089 0.2725 1.0000 18.000 1.1265 0.08405 0.07965 0.0077 0.2625 1.0000 18.500 1.1820 0.08390 0.07935 0.0064 0.2585 1.0000 19.000 1.1472 0.09345 0.08903 0.0048 0.2482 1.0000 20.000 1.1761 0.10196 0.09750 0.0017 0.2347 1.0000 20.500 1.1559 0.11020 0.10584 -0.0005 0.2256 1.0000 21.000 1.2071 0.11024 0.10574 -0.0018 0.2218 1.0000 21.500 1.1800 0.11941 0.11504 -0.0046 0.2126 1.0000 22.000 1.2381 0.11846 0.11393 -0.0057 0.2093 1.0000 22.500 1.2055 0.12840 0.12402 -0.0091 0.2001 1.0000 23.500 1.2318 0.13723 0.13286 -0.0142 0.1882 1.0000 24.000 1.2196 0.14481 0.14052 -0.0178 0.1807 1.0000 24.500 1.2573 0.14609 0.14172 -0.0198 0.1767 1.0000 25.500 1.2820 0.15492 0.15055 -0.0258 0.1656 1.0000 26.000 1.2590 0.16393 0.15970 -0.0308 0.1578 1.0000 26.500 1.3058 0.16374 0.15939 -0.0324 0.1549 1.0000 27.000 1.2789 0.17326 0.16907 -0.0381 0.1472 1.0000 27.500 1.3283 0.17256 0.16822 -0.0395 0.1446 1.0000 28.000 1.2979 0.18257 0.17841 -0.0458 0.1371 1.0000 28.500 1.3487 0.18147 0.17716 -0.0471 0.1347 1.0000 29.000 1.3160 0.19185 0.18772 -0.0540 0.1274 1.0000 29.500 1.3675 0.19044 0.18616 -0.0552 0.1253 1.0000 30.000 1.3332 0.20105 0.19696 -0.0627 0.1182 1.0000 30.500 1.3811 0.19994 0.19571 -0.0641 0.1161 1.0000 31.000 1.3497 0.21012 0.20607 -0.0718 0.1094 1.0000 32.000 1.3666 0.21893 0.21490 -0.0811 0.1011 1.0000 33.000 1.3873 0.22692 0.22288 -0.0904 0.0930 1.0000 33.500 1.3630 0.23610 0.23220 -0.0984 0.0870 1.0000 34.000 1.4045 0.23514 0.23113 -0.1002 0.0856 1.0000 35.000 1.4204 0.24326 0.23926 -0.1104 0.0786 1.0000 36.000 0.5202 0.29874 0.29651 -0.0744 0.0328 1.0000 36.500 1.3819 0.26490 0.26117 -0.1327 0.0652 1.0000