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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0365 0.02711 0.01894 -0.0020 0.6299 1.0006 -2.750 0.0575 0.02796 0.01859 0.0011 0.4983 1.0006 -2.500 0.0842 0.02888 0.01841 0.0020 0.4338 1.0006 -2.250 0.1136 0.02970 0.01851 0.0021 0.4029 1.0006 -2.000 0.1433 0.03052 0.01872 0.0021 0.3850 1.0006 -1.750 0.1735 0.03135 0.01911 0.0019 0.3723 1.0006 -1.500 0.2041 0.03227 0.01965 0.0016 0.3636 1.0006 -1.250 0.2354 0.03322 0.02038 0.0011 0.3557 1.0006 -1.000 0.2659 0.03422 0.02107 0.0008 0.3489 1.0006 -0.750 0.2972 0.03533 0.02200 0.0002 0.3432 1.0006 -0.500 0.3294 0.03655 0.02319 -0.0008 0.3379 1.0006 -0.250 0.3611 0.03787 0.02446 -0.0017 0.3339 1.0006 0.000 0.3928 0.03940 0.02596 -0.0027 0.3318 1.0006 0.250 0.4246 0.04114 0.02772 -0.0041 0.3307 1.0006 0.500 0.4567 0.04317 0.02983 -0.0058 0.3303 1.0006 0.750 0.4895 0.04564 0.03247 -0.0082 0.3310 1.0006 1.000 0.5224 0.04871 0.03577 -0.0115 0.3329 1.0006 1.250 0.5542 0.05229 0.03958 -0.0153 0.3356 1.0006 1.500 0.5837 0.05621 0.04371 -0.0194 0.3382 1.0006 1.750 0.6105 0.06041 0.04806 -0.0234 0.3407 1.0006 2.000 0.6348 0.06458 0.05230 -0.0268 0.3436 1.0006 2.500 0.6644 0.07911 0.06735 -0.0418 0.3695 1.0006 2.750 0.6491 0.09167 0.08020 -0.0559 0.4132 1.0006 3.750 0.5025 0.12045 0.10925 -0.0819 0.7035 1.0006 4.000 0.4958 0.12131 0.11002 -0.0793 0.6860 1.0006 4.250 0.5371 0.12837 0.11696 -0.0834 0.6778 1.0006 4.500 0.5254 0.12810 0.11663 -0.0801 0.6590 1.0006 4.750 0.5364 0.13156 0.12000 -0.0802 0.6479 1.0006