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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0175 0.05569 0.02909 -0.0152 0.9994 1.0006 -2.750 0.0368 0.05595 0.02897 -0.0151 0.9994 1.0006 -2.500 0.0550 0.05633 0.02903 -0.0148 0.9994 1.0006 -2.250 0.0717 0.05685 0.02925 -0.0144 0.9994 1.0006 -2.000 0.0869 0.05752 0.02967 -0.0140 0.9994 1.0006 -1.750 0.1008 0.05834 0.03027 -0.0134 0.9994 1.0006 -1.500 0.1138 0.05932 0.03104 -0.0130 0.9994 1.0006 -1.250 0.1260 0.06046 0.03196 -0.0125 0.9994 1.0006 -1.000 0.1376 0.06177 0.03307 -0.0123 0.9994 1.0006 -0.750 0.1488 0.06325 0.03438 -0.0122 0.9994 1.0006 -0.500 0.1595 0.06491 0.03589 -0.0124 0.9994 1.0006 -0.250 0.1693 0.06678 0.03763 -0.0127 0.9994 1.0006 0.000 0.1783 0.06887 0.03961 -0.0134 0.9994 1.0006 0.250 0.1861 0.07119 0.04181 -0.0143 0.9994 1.0006 0.500 0.1927 0.07376 0.04428 -0.0155 0.9994 1.0006 0.750 0.1986 0.07654 0.04694 -0.0169 0.9994 1.0006 1.000 0.2041 0.07944 0.04970 -0.0184 0.9994 1.0006 1.250 0.2101 0.08237 0.05247 -0.0200 0.9994 1.0006 1.500 0.2167 0.08528 0.05520 -0.0216 0.9994 1.0006 1.750 0.2241 0.08814 0.05787 -0.0232 0.9994 1.0006 2.000 0.2323 0.09094 0.06048 -0.0247 0.9994 1.0006 2.250 0.2413 0.09373 0.06304 -0.0261 0.9994 1.0006 2.500 0.2508 0.09648 0.06560 -0.0276 0.9994 1.0006 2.750 0.2608 0.09922 0.06814 -0.0290 0.9994 1.0006 3.000 0.2712 0.10193 0.07067 -0.0304 0.9994 1.0006 3.250 0.2818 0.10463 0.07319 -0.0317 0.9994 1.0006 3.500 0.2927 0.10732 0.07571 -0.0331 0.9994 1.0006 3.750 0.3038 0.11001 0.07823 -0.0344 0.9994 1.0006 4.000 0.3151 0.11269 0.08074 -0.0358 0.9994 1.0006 4.250 0.3265 0.11537 0.08327 -0.0371 0.9994 1.0006 4.500 0.3380 0.11806 0.08582 -0.0384 0.9994 1.0006 4.750 0.3497 0.12075 0.08838 -0.0398 0.9994 1.0006 5.000 0.3614 0.12344 0.09095 -0.0411 0.9994 1.0006