XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 335 BL AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 0.0372 0.03816 0.02236 -0.0149 0.9994 1.0006 -2.500 0.0519 0.03892 0.02285 -0.0143 0.9994 1.0006 -2.250 0.0654 0.03986 0.02353 -0.0137 0.9994 1.0006 -2.000 0.0783 0.04097 0.02442 -0.0132 0.9994 1.0006 -1.750 0.0911 0.04226 0.02550 -0.0130 0.9994 1.0006 -1.500 0.1037 0.04374 0.02683 -0.0131 0.9994 1.0006 -1.250 0.1150 0.04550 0.02849 -0.0136 0.9994 1.0006 -1.000 0.1238 0.04771 0.03066 -0.0146 0.9994 1.0006 -0.750 0.1271 0.05078 0.03377 -0.0166 0.9994 1.0006 -0.500 0.1238 0.05488 0.03794 -0.0196 0.9994 1.0006 -0.250 0.1233 0.05880 0.04180 -0.0225 0.9994 1.0006 0.000 0.2769 0.06504 0.04742 -0.0528 0.8894 1.0006 0.250 0.3136 0.06844 0.05058 -0.0582 0.8601 1.0006 0.500 0.3360 0.07174 0.05366 -0.0610 0.8447 1.0006 0.750 0.3575 0.07503 0.05676 -0.0636 0.8326 1.0006 1.000 0.3697 0.07821 0.05975 -0.0648 0.8252 1.0006 1.250 0.3758 0.08122 0.06260 -0.0651 0.8210 1.0006 1.500 0.3840 0.08429 0.06551 -0.0657 0.8181 1.0006 1.750 0.3911 0.08736 0.06844 -0.0662 0.8179 1.0006 2.000 0.3969 0.09043 0.07138 -0.0667 0.8212 1.0006 2.250 0.4071 0.09380 0.07461 -0.0680 0.8273 1.0006 2.500 0.3954 0.09612 0.07684 -0.0662 0.8442 1.0006 2.750 0.3880 0.09857 0.07921 -0.0650 0.8646 1.0006 3.000 0.3800 0.10098 0.08152 -0.0636 0.8904 1.0006 3.250 0.3571 0.10228 0.08275 -0.0592 0.9283 1.0006 3.500 0.3109 0.10178 0.08220 -0.0490 0.9842 1.0006 3.750 0.3024 0.10327 0.08357 -0.0456 0.9994 1.0006 4.000 0.3150 0.10606 0.08625 -0.0469 0.9994 1.0006 4.250 0.3275 0.10888 0.08895 -0.0481 0.9994 1.0006 4.500 0.3401 0.11171 0.09168 -0.0493 0.9994 1.0006 4.750 0.3526 0.11457 0.09444 -0.0505 0.9994 1.0006 5.000 0.3651 0.11744 0.09722 -0.0518 0.9994 1.0006