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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0157 0.02958 0.01900 -0.0152 0.9994 1.0006 -2.750 0.0293 0.03055 0.01968 -0.0146 0.9994 1.0006 -2.500 0.0429 0.03167 0.02056 -0.0141 0.9994 1.0006 -2.250 0.0569 0.03294 0.02161 -0.0140 0.9994 1.0006 -2.000 0.0709 0.03440 0.02291 -0.0143 0.9994 1.0006 -1.750 0.2541 0.03341 0.02149 -0.0412 0.8568 1.0006 -1.500 0.2732 0.03567 0.02313 -0.0341 0.7307 1.0006 -1.250 0.2899 0.03750 0.02441 -0.0295 0.6626 1.0006 -1.000 0.3132 0.03904 0.02552 -0.0275 0.6196 1.0006 -0.750 0.3407 0.04066 0.02681 -0.0275 0.5902 1.0006 -0.500 0.3690 0.04227 0.02815 -0.0277 0.5698 1.0006 -0.250 0.4014 0.04435 0.03014 -0.0305 0.5522 1.0006 0.000 0.4316 0.04640 0.03204 -0.0323 0.5402 1.0006 0.250 0.4625 0.04875 0.03435 -0.0352 0.5295 1.0006 0.500 0.4896 0.05059 0.03597 -0.0355 0.5212 1.0006 0.750 0.5190 0.05385 0.03934 -0.0405 0.5126 1.0006 1.000 0.5458 0.05657 0.04203 -0.0430 0.5055 1.0006 1.250 0.5715 0.05921 0.04459 -0.0447 0.5007 1.0006 1.500 0.5958 0.06258 0.04795 -0.0475 0.4990 1.0006 1.750 0.6143 0.06720 0.05265 -0.0527 0.5003 1.0006 2.000 0.6204 0.07300 0.05858 -0.0588 0.5058 1.0006 2.250 0.6241 0.07815 0.06375 -0.0626 0.5113 1.0006 2.500 0.6303 0.08272 0.06829 -0.0651 0.5160 1.0006 2.750 0.6416 0.08693 0.07246 -0.0670 0.5199 1.0006 3.000 0.6154 0.09312 0.07867 -0.0703 0.5399 1.0006 3.250 0.5984 0.09857 0.08410 -0.0722 0.5655 1.0006 4.250 0.3370 0.10694 0.09258 -0.0549 0.9994 1.0006 4.500 0.3498 0.10988 0.09543 -0.0561 0.9994 1.0006 5.000 0.4289 0.11953 0.10497 -0.0700 0.9461 1.0006