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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0236 0.05608 0.03212 -0.0114 0.9994 1.0006 -2.750 0.0433 0.05634 0.03210 -0.0112 0.9994 1.0006 -2.500 0.0618 0.05673 0.03227 -0.0109 0.9994 1.0006 -2.250 0.0789 0.05727 0.03265 -0.0105 0.9994 1.0006 -2.000 0.0942 0.05798 0.03322 -0.0100 0.9994 1.0006 -1.750 0.1080 0.05888 0.03404 -0.0095 0.9994 1.0006 -1.500 0.1203 0.06000 0.03510 -0.0091 0.9994 1.0006 -1.250 0.1309 0.06138 0.03644 -0.0089 0.9994 1.0006 -1.000 0.1398 0.06309 0.03812 -0.0089 0.9994 1.0006 -0.750 0.1465 0.06523 0.04024 -0.0094 0.9994 1.0006 -0.500 0.1504 0.06788 0.04284 -0.0105 0.9994 1.0006 -0.250 0.1514 0.07103 0.04592 -0.0121 0.9994 1.0006 0.000 0.1514 0.07446 0.04919 -0.0140 0.9994 1.0006 0.250 0.1527 0.07785 0.05237 -0.0161 0.9994 1.0006 0.500 0.1561 0.08107 0.05533 -0.0180 0.9994 1.0006 0.750 0.1614 0.08413 0.05812 -0.0197 0.9994 1.0006 1.000 0.1680 0.08706 0.06078 -0.0214 0.9994 1.0006 1.250 0.1758 0.08990 0.06334 -0.0230 0.9994 1.0006 1.500 0.1845 0.09271 0.06587 -0.0245 0.9994 1.0006 1.750 0.1939 0.09548 0.06836 -0.0260 0.9994 1.0006 2.000 0.2038 0.09823 0.07082 -0.0274 0.9994 1.0006 2.250 0.2141 0.10096 0.07327 -0.0288 0.9994 1.0006 2.500 0.2247 0.10367 0.07572 -0.0302 0.9994 1.0006 2.750 0.2356 0.10637 0.07817 -0.0316 0.9994 1.0006 3.000 0.2468 0.10908 0.08062 -0.0329 0.9994 1.0006 3.250 0.2582 0.11177 0.08307 -0.0343 0.9994 1.0006 3.500 0.2697 0.11447 0.08551 -0.0357 0.9994 1.0006 3.750 0.2814 0.11717 0.08798 -0.0370 0.9994 1.0006 4.000 0.2932 0.11987 0.09046 -0.0384 0.9994 1.0006 4.250 0.3051 0.12258 0.09296 -0.0397 0.9994 1.0006 4.500 0.3171 0.12529 0.09547 -0.0411 0.9994 1.0006 4.750 0.3292 0.12801 0.09799 -0.0425 0.9994 1.0006 5.000 0.3414 0.13074 0.10051 -0.0439 0.9994 1.0006