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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0192 0.04496 0.02503 -0.0152 0.9994 1.0006 -2.750 0.0380 0.04533 0.02507 -0.0150 0.9994 1.0006 -2.500 0.0548 0.04587 0.02533 -0.0146 0.9994 1.0006 -2.250 0.0697 0.04659 0.02578 -0.0140 0.9994 1.0006 -2.000 0.0832 0.04749 0.02644 -0.0134 0.9994 1.0006 -1.750 0.0960 0.04855 0.02729 -0.0129 0.9994 1.0006 -1.500 0.1083 0.04978 0.02831 -0.0126 0.9994 1.0006 -1.250 0.1202 0.05120 0.02956 -0.0125 0.9994 1.0006 -1.000 0.1316 0.05283 0.03103 -0.0128 0.9994 1.0006 -0.750 0.1417 0.05472 0.03282 -0.0133 0.9994 1.0006 -0.500 0.1500 0.05697 0.03501 -0.0142 0.9994 1.0006 -0.250 0.1555 0.05969 0.03770 -0.0157 0.9994 1.0006 0.000 0.1585 0.06288 0.04085 -0.0176 0.9994 1.0006 0.250 0.1608 0.06628 0.04416 -0.0198 0.9994 1.0006 0.500 0.1648 0.06956 0.04731 -0.0219 0.9994 1.0006 0.750 0.1707 0.07264 0.05022 -0.0237 0.9994 1.0006 1.000 0.1785 0.07559 0.05297 -0.0255 0.9994 1.0006 1.250 0.1875 0.07845 0.05564 -0.0271 0.9994 1.0006 1.500 0.1973 0.08124 0.05823 -0.0286 0.9994 1.0006 1.750 0.2076 0.08398 0.06078 -0.0301 0.9994 1.0006 2.000 0.2184 0.08670 0.06330 -0.0315 0.9994 1.0006 2.250 0.2295 0.08940 0.06582 -0.0329 0.9994 1.0006 2.500 0.2409 0.09209 0.06833 -0.0342 0.9994 1.0006 2.750 0.2525 0.09480 0.07085 -0.0355 0.9994 1.0006 3.000 0.2642 0.09751 0.07339 -0.0368 0.9994 1.0006 3.250 0.2760 0.10022 0.07595 -0.0380 0.9994 1.0006 3.500 0.2880 0.10295 0.07853 -0.0393 0.9994 1.0006 3.750 0.3001 0.10568 0.08112 -0.0406 0.9994 1.0006 4.000 0.3122 0.10843 0.08373 -0.0419 0.9994 1.0006 4.250 0.3244 0.11118 0.08635 -0.0431 0.9994 1.0006 4.500 0.3366 0.11395 0.08900 -0.0444 0.9994 1.0006 4.750 0.3488 0.11673 0.09167 -0.0457 0.9994 1.0006 5.000 0.3611 0.11953 0.09436 -0.0470 0.9994 1.0006