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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0135 0.02494 0.01598 0.0037 0.3157 1.0006 -2.750 0.0439 0.02545 0.01569 0.0035 0.3034 1.0006 -2.500 0.0741 0.02592 0.01564 0.0034 0.2945 1.0006 -2.250 0.1038 0.02652 0.01571 0.0032 0.2873 1.0006 -2.000 0.1338 0.02707 0.01590 0.0031 0.2817 1.0006 -1.750 0.1638 0.02766 0.01619 0.0030 0.2767 1.0006 -1.500 0.1938 0.02832 0.01656 0.0029 0.2731 1.0006 -1.250 0.2237 0.02906 0.01704 0.0029 0.2708 1.0006 -1.000 0.2534 0.02991 0.01764 0.0029 0.2690 1.0006 -0.750 0.2832 0.03086 0.01837 0.0029 0.2676 1.0006 -0.500 0.3134 0.03192 0.01925 0.0027 0.2667 1.0006 -0.250 0.3440 0.03303 0.02023 0.0023 0.2662 1.0006 0.000 0.3750 0.03418 0.02134 0.0018 0.2661 1.0006 0.250 0.4060 0.03545 0.02259 0.0012 0.2661 1.0006 0.500 0.4371 0.03682 0.02398 0.0004 0.2659 1.0006 0.750 0.4683 0.03828 0.02551 -0.0005 0.2655 1.0006 1.000 0.4995 0.03988 0.02720 -0.0015 0.2651 1.0006 1.250 0.5304 0.04169 0.02911 -0.0026 0.2652 1.0006 1.500 0.5607 0.04379 0.03125 -0.0038 0.2662 1.0006 1.750 0.5948 0.04618 0.03430 -0.0068 0.2711 1.0006 2.000 0.6267 0.05007 0.03868 -0.0105 0.2778 1.0006 2.250 0.6553 0.05368 0.04250 -0.0132 0.2826 1.0006 2.500 0.6820 0.05694 0.04578 -0.0148 0.2855 1.0006 2.750 0.7036 0.06781 0.05764 -0.0276 0.3086 1.0006 3.750 0.5472 0.11483 0.10562 -0.0742 0.5382 1.0006 4.000 0.5783 0.11948 0.11020 -0.0756 0.5320 1.0006 4.250 0.5634 0.12104 0.11168 -0.0739 0.5181 1.0006 4.500 0.5925 0.12524 0.11581 -0.0747 0.5086 1.0006 4.750 0.5835 0.12722 0.11772 -0.0736 0.4954 1.0006 5.000 0.6143 0.13151 0.12195 -0.0742 0.4844 1.0006