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 = 0.040 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0160 0.02548 0.01661 0.0036 0.3680 1.0006 -2.750 0.0461 0.02608 0.01632 0.0035 0.3393 1.0006 -2.500 0.0760 0.02667 0.01622 0.0033 0.3249 1.0006 -2.250 0.1062 0.02721 0.01630 0.0032 0.3150 1.0006 -2.000 0.1359 0.02785 0.01645 0.0031 0.3071 1.0006 -1.750 0.1660 0.02848 0.01674 0.0029 0.3007 1.0006 -1.500 0.1962 0.02916 0.01713 0.0028 0.2949 1.0006 -1.250 0.2262 0.02992 0.01758 0.0026 0.2902 1.0006 -1.000 0.2562 0.03081 0.01819 0.0026 0.2874 1.0006 -0.750 0.2865 0.03176 0.01895 0.0024 0.2856 1.0006 -0.500 0.3173 0.03274 0.01984 0.0021 0.2844 1.0006 -0.250 0.3482 0.03383 0.02089 0.0016 0.2836 1.0006 0.000 0.3794 0.03505 0.02209 0.0010 0.2831 1.0006 0.250 0.4108 0.03642 0.02346 0.0003 0.2831 1.0006 0.500 0.4422 0.03794 0.02502 -0.0006 0.2833 1.0006 0.750 0.4737 0.03962 0.02677 -0.0018 0.2834 1.0006 1.000 0.5051 0.04147 0.02873 -0.0031 0.2831 1.0006 1.250 0.5362 0.04352 0.03092 -0.0046 0.2829 1.0006 1.500 0.5669 0.04582 0.03336 -0.0063 0.2835 1.0006 1.750 0.5968 0.04835 0.03595 -0.0078 0.2852 1.0006 2.000 0.6302 0.05315 0.04154 -0.0137 0.2932 1.0006 2.250 0.6579 0.05831 0.04705 -0.0185 0.3014 1.0006 2.500 0.6835 0.06258 0.05147 -0.0217 0.3074 1.0006 2.750 0.7001 0.07222 0.06162 -0.0317 0.3269 1.0006 3.750 0.5604 0.11855 0.10880 -0.0784 0.5800 1.0006 4.000 0.5401 0.11913 0.10930 -0.0756 0.5649 1.0006 4.250 0.5664 0.12349 0.11359 -0.0769 0.5574 1.0006 4.500 0.5633 0.12603 0.11604 -0.0760 0.5478 1.0006 5.000 0.6256 0.13681 0.12670 -0.0790 0.5297 1.0006