XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: EPPLER 335 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.5173 0.09998 0.09557 -0.0108 1.0000 0.0874 -9.250 -0.5434 0.09612 0.09169 -0.0143 1.0000 0.0878 -9.000 -0.5729 0.09381 0.08934 -0.0136 1.0000 0.0881 -8.750 -0.5101 0.08715 0.08288 -0.0117 1.0000 0.0936 -8.500 -0.5181 0.08341 0.07915 -0.0126 1.0000 0.0957 -8.250 -0.4396 0.07281 0.06897 -0.0155 1.0000 0.1098 -8.000 -0.4574 0.06854 0.06469 -0.0160 1.0000 0.1117 -7.750 -0.4808 0.06494 0.06108 -0.0148 1.0000 0.1138 -7.500 -0.5075 0.06200 0.05804 -0.0123 1.0000 0.1159 -7.250 -0.5417 0.06061 0.05628 -0.0080 1.0000 0.1176 -7.000 -0.5058 0.05377 0.04988 -0.0096 1.0000 0.1257 -6.750 -0.5344 0.05273 0.04842 -0.0051 1.0000 0.1328 -6.500 -0.5118 0.04680 0.04286 -0.0057 1.0000 0.1402 -6.250 -0.5390 0.04695 0.04280 -0.0001 1.0000 0.1482 -5.750 -0.5671 0.05264 0.04802 0.0089 1.0000 0.1620 -5.000 -0.4484 0.03711 0.02996 0.0045 0.9206 0.0741 -4.750 -0.4081 0.03168 0.02397 0.0038 0.8957 0.0594 -4.500 -0.3763 0.02862 0.02027 0.0048 0.8670 0.0541 -4.250 -0.3473 0.02706 0.01810 0.0065 0.8397 0.0521 -4.000 -0.3153 0.02494 0.01574 0.0067 0.8165 0.0530 -3.750 -0.2865 0.02368 0.01441 0.0071 0.7927 0.0574 -3.500 -0.2553 0.02255 0.01302 0.0076 0.7723 0.0618 -3.250 -0.2240 0.02092 0.01146 0.0076 0.7541 0.0689 -3.000 0.0903 0.02018 0.01324 -0.0329 0.7126 1.0000 -2.750 0.1097 0.02000 0.01280 -0.0319 0.6957 1.0000 -2.500 0.1300 0.01985 0.01240 -0.0311 0.6798 1.0000 -2.250 0.1508 0.01973 0.01206 -0.0303 0.6655 1.0000 -2.000 0.1715 0.01964 0.01176 -0.0295 0.6521 1.0000 -1.750 0.1922 0.01958 0.01148 -0.0286 0.6404 1.0000 -1.500 0.2135 0.01953 0.01127 -0.0278 0.6279 1.0000 -1.250 0.2352 0.01951 0.01112 -0.0271 0.6162 1.0000 -1.000 0.2567 0.01952 0.01095 -0.0263 0.6063 1.0000 -0.750 0.2786 0.01953 0.01085 -0.0256 0.5960 1.0000 -0.500 0.3009 0.01959 0.01081 -0.0250 0.5863 1.0000 -0.250 0.3228 0.01965 0.01071 -0.0241 0.5781 1.0000 0.000 0.3454 0.01974 0.01076 -0.0236 0.5683 1.0000 0.250 0.3676 0.01984 0.01070 -0.0227 0.5613 1.0000 0.500 0.3906 0.01998 0.01086 -0.0223 0.5519 1.0000 0.750 0.4129 0.02010 0.01083 -0.0215 0.5453 1.0000 1.000 0.4360 0.02030 0.01107 -0.0211 0.5365 1.0000 1.250 0.4586 0.02045 0.01111 -0.0203 0.5303 1.0000 1.500 0.4816 0.02071 0.01141 -0.0198 0.5224 1.0000 1.750 0.5044 0.02088 0.01152 -0.0191 0.5158 1.0000 2.000 0.5272 0.02117 0.01182 -0.0186 0.5091 1.0000 2.250 0.5502 0.02144 0.01210 -0.0180 0.5021 1.0000 2.500 0.5730 0.02166 0.01223 -0.0172 0.4969 1.0000 2.750 0.5957 0.02206 0.01277 -0.0168 0.4891 1.0000 3.000 0.6186 0.02230 0.01295 -0.0161 0.4835 1.0000 3.250 0.6411 0.02274 0.01347 -0.0156 0.4769 1.0000 3.500 0.6637 0.02309 0.01389 -0.0150 0.4704 1.0000 3.750 0.6868 0.02333 0.01404 -0.0141 0.4657 1.0000 4.000 0.7083 0.02396 0.01488 -0.0137 0.4580 1.0000 4.250 0.7310 0.02422 0.01513 -0.0129 0.4524 1.0000 4.500 0.7527 0.02477 0.01580 -0.0123 0.4463 1.0000 4.750 0.7744 0.02527 0.01639 -0.0116 0.4396 1.0000 5.000 0.7976 0.02547 0.01653 -0.0107 0.4348 1.0000 5.250 0.8170 0.02635 0.01768 -0.0101 0.4270 1.0000 5.500 0.8394 0.02663 0.01797 -0.0093 0.4214 1.0000 5.750 0.8598 0.02725 0.01871 -0.0084 0.4151 1.0000 6.000 0.8800 0.02784 0.01944 -0.0076 0.4080 1.0000 6.250 0.9038 0.02793 0.01947 -0.0066 0.4033 1.0000 6.500 0.9193 0.02908 0.02093 -0.0056 0.3947 1.0000 6.750 0.9426 0.02916 0.02099 -0.0046 0.3893 1.0000 7.000 0.9585 0.03016 0.02224 -0.0034 0.3814 1.0000 7.250 0.9804 0.03033 0.02244 -0.0023 0.3750 1.0000 7.500 0.9978 0.03105 0.02331 -0.0010 0.3677 1.0000 7.750 1.0178 0.03135 0.02371 0.0002 0.3603 1.0000 8.000 1.0367 0.03178 0.02424 0.0015 0.3532 1.0000 8.250 1.0551 0.03212 0.02471 0.0029 0.3451 1.0000 8.500 1.0736 0.03248 0.02517 0.0043 0.3374 1.0000 8.750 1.0936 0.03251 0.02530 0.0057 0.3291 1.0000 9.000 1.1088 0.03304 0.02599 0.0074 0.3205 1.0000 9.250 1.1346 0.03242 0.02532 0.0085 0.3124 1.0000 9.500 1.1445 0.03321 0.02636 0.0107 0.3024 1.0000 9.750 1.1688 0.03267 0.02579 0.0119 0.2936 1.0000 10.000 1.1856 0.03261 0.02584 0.0137 0.2833 1.0000 10.250 1.1959 0.03304 0.02646 0.0161 0.2725 1.0000 10.500 1.2124 0.03290 0.02636 0.0181 0.2618 1.0000 10.750 1.2305 0.03253 0.02597 0.0199 0.2504 1.0000 11.000 1.2434 0.03248 0.02593 0.0223 0.2382 1.0000 11.250 1.2445 0.03316 0.02679 0.0258 0.2263 1.0000 11.500 1.2445 0.03386 0.02759 0.0294 0.2147 1.0000 11.750 1.2429 0.03457 0.02834 0.0332 0.2035 1.0000 12.000 1.2406 0.03525 0.02896 0.0371 0.1931 1.0000 12.250 1.2264 0.03626 0.03003 0.0423 0.1847 1.0000 12.500 1.2084 0.03739 0.03118 0.0478 0.1780 1.0000 12.750 1.1921 0.03870 0.03250 0.0522 0.1711 1.0000 13.000 1.1765 0.04045 0.03429 0.0556 0.1643 1.0000 13.250 1.1647 0.04222 0.03602 0.0581 0.1563 1.0000 13.500 1.1484 0.04479 0.03867 0.0601 0.1499 1.0000 13.750 1.1457 0.04644 0.04014 0.0617 0.1406 1.0000 14.000 1.1243 0.05005 0.04397 0.0624 0.1358 1.0000 14.250 1.1235 0.05189 0.04565 0.0635 0.1269 1.0000 14.500 1.1036 0.05594 0.04990 0.0633 0.1225 1.0000 14.750 1.1045 0.05783 0.05164 0.0641 0.1139 1.0000 15.000 1.0842 0.06239 0.05642 0.0632 0.1103 1.0000 15.250 1.0902 0.06387 0.05770 0.0641 0.1018 1.0000 15.500 1.0679 0.06903 0.06311 0.0626 0.0993 1.0000 15.750 1.0520 0.07364 0.06786 0.0613 0.0955 1.0000 16.000 1.0572 0.07550 0.06960 0.0618 0.0887 1.0000 16.250 1.0342 0.08155 0.07588 0.0594 0.0871 1.0000 16.500 1.0108 0.08808 0.08260 0.0567 0.0857 1.0000 16.750 0.9801 0.09624 0.09095 0.0529 0.0853 1.0000 17.000 0.9278 0.10907 0.10397 0.0464 0.0881 1.0000