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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0258 0.04525 0.02775 -0.0113 0.9994 1.0006 -2.750 0.0454 0.04560 0.02788 -0.0110 0.9994 1.0006 -2.500 0.0630 0.04614 0.02826 -0.0106 0.9994 1.0006 -2.250 0.0783 0.04689 0.02890 -0.0101 0.9994 1.0006 -2.000 0.0915 0.04790 0.02983 -0.0096 0.9994 1.0006 -1.750 0.1023 0.04925 0.03116 -0.0093 0.9994 1.0006 -1.500 0.1099 0.05113 0.03306 -0.0095 0.9994 1.0006 -1.250 0.1118 0.05393 0.03593 -0.0106 0.9994 1.0006 -1.000 0.1054 0.05797 0.04000 -0.0131 0.9994 1.0006 -0.750 0.0995 0.06219 0.04412 -0.0161 0.9994 1.0006 -0.500 0.0996 0.06582 0.04754 -0.0185 0.9994 1.0006 -0.250 0.1037 0.06902 0.05051 -0.0206 0.9994 1.0006 0.000 0.1102 0.07199 0.05322 -0.0224 0.9994 1.0006 0.250 0.1185 0.07486 0.05581 -0.0241 0.9994 1.0006 0.500 0.1278 0.07765 0.05833 -0.0257 0.9994 1.0006 0.750 0.1379 0.08040 0.06079 -0.0272 0.9994 1.0006 1.000 0.1484 0.08312 0.06324 -0.0287 0.9994 1.0006 1.250 0.1635 0.08596 0.06581 -0.0310 0.9960 1.0006 1.500 0.1880 0.08958 0.06910 -0.0351 0.9881 1.0006 1.750 0.1977 0.09221 0.07150 -0.0360 0.9893 1.0006 2.000 0.1968 0.09403 0.07311 -0.0347 0.9969 1.0006 2.250 0.2059 0.09665 0.07548 -0.0353 0.9994 1.0006 2.500 0.2180 0.09939 0.07798 -0.0366 0.9994 1.0006 2.750 0.2301 0.10213 0.08050 -0.0379 0.9994 1.0006 3.000 0.2424 0.10489 0.08303 -0.0391 0.9994 1.0006 3.250 0.2547 0.10766 0.08559 -0.0404 0.9994 1.0006 3.500 0.2671 0.11044 0.08817 -0.0417 0.9994 1.0006 3.750 0.2795 0.11323 0.09075 -0.0430 0.9994 1.0006 4.000 0.2920 0.11603 0.09336 -0.0442 0.9994 1.0006 4.250 0.3045 0.11885 0.09600 -0.0455 0.9994 1.0006 4.500 0.3170 0.12168 0.09866 -0.0468 0.9994 1.0006 4.750 0.3295 0.12452 0.10133 -0.0482 0.9994 1.0006 5.000 0.3421 0.12737 0.10401 -0.0495 0.9994 1.0006