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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0302 0.03174 0.02206 -0.0111 0.9994 1.0006 -2.750 0.0461 0.03262 0.02288 -0.0108 0.9994 1.0006 -2.250 0.1725 0.03756 0.02602 -0.0179 0.6448 1.0006 -2.000 0.1971 0.03922 0.02700 -0.0162 0.5911 1.0006 -1.750 0.2234 0.04067 0.02787 -0.0151 0.5570 1.0006 -1.500 0.2521 0.04215 0.02887 -0.0151 0.5313 1.0006 -1.250 0.2837 0.04385 0.03027 -0.0164 0.5109 1.0006 -1.000 0.3159 0.04577 0.03195 -0.0183 0.4966 1.0006 -0.750 0.3474 0.04777 0.03372 -0.0199 0.4862 1.0006 -0.500 0.3791 0.05006 0.03582 -0.0221 0.4789 1.0006 -0.250 0.4130 0.05304 0.03883 -0.0266 0.4734 1.0006 0.000 0.4441 0.05615 0.04192 -0.0306 0.4698 1.0006 0.250 0.4728 0.05955 0.04530 -0.0347 0.4679 1.0006 0.500 0.4982 0.06323 0.04897 -0.0388 0.4670 1.0006 0.750 0.5208 0.06723 0.05296 -0.0430 0.4670 1.0006 1.000 0.5391 0.07154 0.05726 -0.0472 0.4684 1.0006 1.250 0.5525 0.07610 0.06179 -0.0511 0.4717 1.0006 1.500 0.5648 0.08054 0.06617 -0.0542 0.4760 1.0006 1.750 0.5811 0.08470 0.07023 -0.0564 0.4807 1.0006 2.000 0.5639 0.09098 0.07657 -0.0619 0.4986 1.0006 2.250 0.5509 0.09625 0.08183 -0.0652 0.5179 1.0006 2.500 0.5344 0.10116 0.08669 -0.0673 0.5429 1.0006 2.750 0.5316 0.10642 0.09188 -0.0706 0.5762 1.0006 3.250 0.2640 0.10390 0.08977 -0.0499 0.9994 1.0006 3.500 0.2770 0.10683 0.09254 -0.0511 0.9994 1.0006 3.750 0.2899 0.10977 0.09535 -0.0523 0.9994 1.0006 4.000 0.3029 0.11274 0.09817 -0.0535 0.9994 1.0006 4.250 0.3157 0.11572 0.10103 -0.0547 0.9994 1.0006 4.500 0.3286 0.11873 0.10391 -0.0560 0.9994 1.0006 4.750 0.3414 0.12175 0.10682 -0.0572 0.9994 1.0006 5.000 0.3542 0.12479 0.10975 -0.0585 0.9994 1.0006