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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0308 0.02933 0.02117 -0.0112 0.9994 1.0006 -2.750 0.1039 0.03082 0.02163 -0.0147 0.7584 1.0006 -2.500 0.1142 0.03256 0.02223 -0.0075 0.6142 1.0006 -2.250 0.1369 0.03388 0.02257 -0.0050 0.5395 1.0006 -2.000 0.1642 0.03501 0.02297 -0.0042 0.4990 1.0006 -1.750 0.1941 0.03618 0.02361 -0.0043 0.4729 1.0006 -1.500 0.2240 0.03737 0.02431 -0.0044 0.4558 1.0006 -1.250 0.2566 0.03876 0.02548 -0.0056 0.4417 1.0006 -1.000 0.2877 0.04018 0.02658 -0.0063 0.4322 1.0006 -0.750 0.3220 0.04198 0.02834 -0.0085 0.4240 1.0006 -0.500 0.3544 0.04377 0.03000 -0.0102 0.4179 1.0006 -0.250 0.3851 0.04554 0.03157 -0.0112 0.4128 1.0006 0.000 0.4192 0.04803 0.03415 -0.0145 0.4085 1.0006 0.250 0.4523 0.05081 0.03702 -0.0181 0.4045 1.0006 0.500 0.4834 0.05380 0.04008 -0.0216 0.4017 1.0006 0.750 0.5136 0.05728 0.04362 -0.0256 0.4009 1.0006 1.000 0.5416 0.06143 0.04788 -0.0304 0.4033 1.0006 1.250 0.5663 0.06575 0.05223 -0.0348 0.4069 1.0006 1.500 0.5892 0.06982 0.05629 -0.0379 0.4105 1.0006 2.000 0.6096 0.08236 0.06906 -0.0508 0.4324 1.0006 2.250 0.5982 0.08978 0.07659 -0.0582 0.4528 1.0006 2.500 0.5868 0.09624 0.08306 -0.0632 0.4770 1.0006 2.750 0.5539 0.10314 0.08999 -0.0680 0.5251 1.0006 3.750 0.3602 0.11421 0.10121 -0.0682 0.9379 1.0006 4.250 0.4153 0.12236 0.10912 -0.0750 0.8843 1.0006 4.500 0.4370 0.12598 0.11262 -0.0770 0.8598 1.0006 4.750 0.4669 0.13148 0.11800 -0.0807 0.8438 1.0006 5.000 0.4874 0.13522 0.12166 -0.0823 0.8234 1.0006