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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0181 0.03186 0.01984 -0.0152 0.9994 1.0006 -2.750 0.0327 0.03268 0.02037 -0.0146 0.9994 1.0006 -2.500 0.0462 0.03369 0.02112 -0.0141 0.9994 1.0006 -2.250 0.0596 0.03486 0.02205 -0.0137 0.9994 1.0006 -2.000 0.0733 0.03618 0.02319 -0.0137 0.9994 1.0006 -1.750 0.0864 0.03774 0.02462 -0.0140 0.9994 1.0006 -1.500 0.0970 0.03974 0.02658 -0.0149 0.9994 1.0006 -1.000 0.3546 0.04423 0.02998 -0.0480 0.7047 1.0006 -0.750 0.3791 0.04631 0.03174 -0.0471 0.6706 1.0006 -0.500 0.4046 0.04840 0.03356 -0.0471 0.6448 1.0006 -0.250 0.4310 0.05083 0.03581 -0.0488 0.6249 1.0006 0.000 0.4574 0.05342 0.03824 -0.0507 0.6117 1.0006 0.250 0.4823 0.05631 0.04104 -0.0534 0.6011 1.0006 0.500 0.5079 0.05884 0.04341 -0.0543 0.5934 1.0006 0.750 0.5259 0.06263 0.04719 -0.0584 0.5887 1.0006 1.000 0.5404 0.06637 0.05090 -0.0614 0.5850 1.0006 1.250 0.5532 0.07011 0.05459 -0.0639 0.5821 1.0006 1.500 0.5632 0.07391 0.05834 -0.0660 0.5805 1.0006 1.750 0.5692 0.07792 0.06229 -0.0679 0.5814 1.0006 2.000 0.5729 0.08207 0.06639 -0.0696 0.5855 1.0006 2.250 0.5836 0.08616 0.07040 -0.0716 0.5911 1.0006 2.500 0.5581 0.09090 0.07512 -0.0724 0.6085 1.0006 2.750 0.5431 0.09520 0.07937 -0.0730 0.6283 1.0006 3.000 0.5294 0.09948 0.08360 -0.0742 0.6560 1.0006 3.250 0.5077 0.10370 0.08781 -0.0758 0.7062 1.0006 3.750 0.3078 0.10167 0.08585 -0.0504 0.9994 1.0006 4.000 0.3206 0.10452 0.08861 -0.0515 0.9994 1.0006 4.250 0.3334 0.10740 0.09140 -0.0527 0.9994 1.0006 4.500 0.3461 0.11031 0.09421 -0.0539 0.9994 1.0006 4.750 0.3588 0.11323 0.09706 -0.0551 0.9994 1.0006 5.000 0.3715 0.11618 0.09993 -0.0563 0.9994 1.0006