XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: EPPLER 335 BL2 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0278 0.03778 0.02460 -0.0112 0.9994 1.0006 -2.750 0.0468 0.03826 0.02492 -0.0109 0.9994 1.0006 -2.500 0.0625 0.03903 0.02560 -0.0104 0.9994 1.0006 -2.250 0.0746 0.04021 0.02675 -0.0100 0.9994 1.0006 -2.000 0.0812 0.04213 0.02873 -0.0101 0.9994 1.0006 -1.750 0.0736 0.04606 0.03285 -0.0122 0.9994 1.0006 -1.500 0.3183 0.05345 0.03898 -0.0553 0.7441 1.0006 -1.250 0.3443 0.05627 0.04144 -0.0564 0.7127 1.0006 -1.000 0.3682 0.05923 0.04407 -0.0579 0.6917 1.0006 -0.750 0.3934 0.06217 0.04669 -0.0593 0.6759 1.0006 -0.500 0.4071 0.06552 0.04985 -0.0613 0.6656 1.0006 -0.250 0.4292 0.06865 0.05272 -0.0627 0.6554 1.0006 0.000 0.4409 0.07214 0.05600 -0.0643 0.6498 1.0006 0.250 0.4476 0.07571 0.05942 -0.0656 0.6467 1.0006 0.500 0.4536 0.07929 0.06283 -0.0667 0.6452 1.0006 0.750 0.4584 0.08289 0.06626 -0.0677 0.6455 1.0006 1.000 0.4633 0.08653 0.06971 -0.0687 0.6474 1.0006 1.250 0.4704 0.09022 0.07323 -0.0698 0.6507 1.0006 1.500 0.4548 0.09354 0.07644 -0.0690 0.6610 1.0006 1.750 0.4529 0.09714 0.07988 -0.0695 0.6714 1.0006 2.000 0.4469 0.10052 0.08314 -0.0698 0.6859 1.0006 2.250 0.4547 0.10450 0.08695 -0.0716 0.7011 1.0006 2.500 0.4458 0.10771 0.09005 -0.0720 0.7248 1.0006 2.750 0.4242 0.10992 0.09221 -0.0709 0.7595 1.0006 3.000 0.4127 0.11270 0.09489 -0.0710 0.8021 1.0006 3.250 0.3841 0.11417 0.09629 -0.0683 0.8656 1.0006 3.500 0.3113 0.11162 0.09373 -0.0553 0.9689 1.0006 3.750 0.2833 0.11111 0.09311 -0.0478 0.9994 1.0006 4.000 0.2961 0.11399 0.09584 -0.0490 0.9994 1.0006 4.250 0.3088 0.11689 0.09859 -0.0503 0.9994 1.0006 4.500 0.3215 0.11981 0.10136 -0.0515 0.9994 1.0006 4.750 0.3343 0.12274 0.10415 -0.0528 0.9994 1.0006 5.000 0.3470 0.12569 0.10697 -0.0541 0.9994 1.0006