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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.4963 0.09300 0.08980 -0.0078 1.0000 0.0370 -9.250 -0.5012 0.08816 0.08500 -0.0111 1.0000 0.0375 -9.000 -0.5112 0.08308 0.07993 -0.0147 1.0000 0.0380 -8.750 -0.5238 0.07874 0.07557 -0.0162 1.0000 0.0384 -8.500 -0.5368 0.07506 0.07186 -0.0161 1.0000 0.0386 -8.250 -0.5504 0.07185 0.06861 -0.0144 1.0000 0.0391 -8.000 -0.5619 0.06876 0.06545 -0.0121 1.0000 0.0399 -7.750 -0.5811 0.06615 0.06248 -0.0084 1.0000 0.0421 -7.500 -0.5359 0.05111 0.04778 -0.0109 1.0000 0.0436 -7.250 -0.5311 0.04784 0.04452 -0.0094 1.0000 0.0444 -7.000 -0.5272 0.04475 0.04141 -0.0077 1.0000 0.0457 -6.750 -0.5244 0.04165 0.03823 -0.0056 1.0000 0.0473 -6.500 -0.5188 0.03668 0.03257 -0.0041 0.9282 0.0523 -6.250 -0.4973 0.03231 0.02819 -0.0050 0.8769 0.0539 -6.000 -0.4872 0.02998 0.02566 -0.0026 0.8362 0.0558 -5.500 -0.4734 0.02490 0.01980 0.0041 0.7837 0.0647 -5.250 -0.4583 0.02281 0.01759 0.0057 0.7619 0.0674 -5.000 -0.4487 0.02091 0.01517 0.0093 0.7425 0.0764 -4.750 -0.4261 0.02595 0.01846 0.0149 0.7612 0.0277 -4.500 -0.4002 0.02360 0.01575 0.0160 0.7410 0.0264 -4.250 -0.3726 0.02198 0.01376 0.0169 0.7223 0.0267 -4.000 -0.3465 0.02117 0.01253 0.0181 0.7046 0.0287 -3.750 -0.3136 0.01941 0.01064 0.0175 0.6874 0.0293 -3.500 -0.2834 0.01814 0.00929 0.0174 0.6712 0.0303 -3.250 -0.2568 0.01722 0.00830 0.0181 0.6564 0.0320 -3.000 -0.2326 0.01654 0.00750 0.0192 0.6423 0.0346 -2.750 -0.2113 0.01580 0.00676 0.0206 0.6289 0.0414 -2.500 -0.1918 0.01501 0.00599 0.0225 0.6164 0.0565 -2.250 -0.1331 0.01397 0.00834 0.0200 0.6023 0.8820 -2.000 0.0034 0.01711 0.01093 0.0032 0.5805 0.9321 -1.750 0.0796 0.01742 0.01092 -0.0053 0.5645 0.9555 -1.500 0.1421 0.01713 0.01038 -0.0119 0.5506 0.9737 -1.250 0.1806 0.01676 0.00984 -0.0144 0.5400 0.9800 -1.000 0.2178 0.01640 0.00929 -0.0166 0.5300 0.9865 -0.750 0.2558 0.01600 0.00879 -0.0190 0.5193 0.9929 -0.500 0.2970 0.01544 0.00807 -0.0221 0.5106 0.9987 -0.250 0.3240 0.01525 0.00781 -0.0224 0.5021 1.0000 0.000 0.3464 0.01522 0.00766 -0.0217 0.4951 1.0000 0.250 0.3690 0.01516 0.00755 -0.0211 0.4874 1.0000 0.750 0.4147 0.01513 0.00740 -0.0198 0.4742 1.0000 1.000 0.4375 0.01513 0.00731 -0.0192 0.4678 1.0000 1.250 0.4606 0.01517 0.00731 -0.0186 0.4619 1.0000 1.500 0.4838 0.01518 0.00731 -0.0180 0.4557 1.0000 1.750 0.5069 0.01525 0.00728 -0.0174 0.4504 1.0000 2.000 0.5302 0.01529 0.00735 -0.0168 0.4442 1.0000 2.250 0.5536 0.01534 0.00737 -0.0162 0.4386 1.0000 2.500 0.5769 0.01548 0.00742 -0.0156 0.4339 1.0000 2.750 0.6003 0.01553 0.00756 -0.0151 0.4278 1.0000 3.000 0.6238 0.01561 0.00761 -0.0144 0.4225 1.0000 3.250 0.6473 0.01577 0.00770 -0.0139 0.4180 1.0000 3.500 0.6707 0.01586 0.00790 -0.0133 0.4120 1.0000 3.750 0.6942 0.01596 0.00800 -0.0127 0.4069 1.0000 4.000 0.7177 0.01616 0.00812 -0.0121 0.4024 1.0000 4.250 0.7409 0.01627 0.00836 -0.0115 0.3965 1.0000 4.500 0.7644 0.01639 0.00850 -0.0109 0.3913 1.0000 4.750 0.7879 0.01661 0.00866 -0.0103 0.3869 1.0000 5.000 0.8109 0.01676 0.00898 -0.0097 0.3810 1.0000 5.250 0.8343 0.01689 0.00912 -0.0091 0.3756 1.0000 5.500 0.8577 0.01712 0.00932 -0.0085 0.3710 1.0000 5.750 0.8804 0.01728 0.00964 -0.0078 0.3648 1.0000 6.000 0.9036 0.01743 0.00980 -0.0071 0.3595 1.0000 6.250 0.9264 0.01766 0.01007 -0.0064 0.3541 1.0000 6.500 0.9489 0.01782 0.01036 -0.0057 0.3477 1.0000 6.750 0.9721 0.01798 0.01049 -0.0050 0.3425 1.0000 7.000 0.9939 0.01821 0.01088 -0.0042 0.3359 1.0000 7.250 1.0163 0.01832 0.01104 -0.0034 0.3295 1.0000 7.500 1.0384 0.01855 0.01133 -0.0026 0.3234 1.0000 7.750 1.0599 0.01868 0.01159 -0.0017 0.3160 1.0000 8.000 1.0819 0.01885 0.01176 -0.0009 0.3096 1.0000 8.250 1.1025 0.01900 0.01210 0.0001 0.3015 1.0000 8.500 1.1239 0.01918 0.01227 0.0011 0.2947 1.0000 8.750 1.1437 0.01933 0.01261 0.0022 0.2859 1.0000 9.000 1.1637 0.01952 0.01286 0.0033 0.2778 1.0000 9.250 1.1830 0.01967 0.01312 0.0045 0.2687 1.0000 9.500 1.2014 0.01991 0.01351 0.0058 0.2586 1.0000 9.750 1.2192 0.02017 0.01383 0.0072 0.2487 1.0000 10.000 1.2359 0.02048 0.01417 0.0087 0.2378 1.0000 10.250 1.2511 0.02085 0.01469 0.0104 0.2250 1.0000 10.500 1.2648 0.02133 0.01525 0.0123 0.2116 1.0000 10.750 1.2763 0.02192 0.01591 0.0144 0.1977 1.0000 11.000 1.2850 0.02265 0.01668 0.0169 0.1834 1.0000 11.250 1.2899 0.02353 0.01758 0.0198 0.1691 1.0000 11.500 1.2909 0.02452 0.01859 0.0232 0.1559 1.0000 11.750 1.2871 0.02559 0.01971 0.0273 0.1441 1.0000 12.000 1.2755 0.02663 0.02080 0.0325 0.1361 1.0000 12.250 1.2544 0.02775 0.02194 0.0388 0.1308 1.0000 12.500 1.2343 0.02932 0.02355 0.0437 0.1257 1.0000 12.750 1.2179 0.03118 0.02547 0.0472 0.1199 1.0000 13.000 1.1982 0.03355 0.02783 0.0502 0.1155 1.0000 13.250 1.1841 0.03589 0.03027 0.0525 0.1093 1.0000 13.500 1.1670 0.03868 0.03305 0.0543 0.1045 1.0000 13.750 1.1522 0.04155 0.03595 0.0557 0.0995 1.0000 14.000 1.1391 0.04456 0.03902 0.0565 0.0944 1.0000 14.250 1.1238 0.04791 0.04230 0.0571 0.0901 1.0000 14.500 1.1140 0.05107 0.04559 0.0572 0.0850 1.0000 14.750 1.1014 0.05458 0.04908 0.0571 0.0807 1.0000 15.000 1.0908 0.05799 0.05253 0.0569 0.0761 1.0000 15.250 1.0819 0.06151 0.05612 0.0564 0.0720 1.0000 15.500 1.0728 0.06486 0.05935 0.0561 0.0676 1.0000 15.750 1.0650 0.06864 0.06329 0.0552 0.0638 1.0000 16.000 1.0578 0.07229 0.06697 0.0543 0.0602 1.0000 16.250 1.0527 0.07548 0.07012 0.0539 0.0565 1.0000 16.500 1.0458 0.07943 0.07420 0.0526 0.0534 1.0000 16.750 1.0400 0.08314 0.07791 0.0515 0.0503 1.0000 17.000 1.0363 0.08638 0.08117 0.0509 0.0470 1.0000 17.250 1.0318 0.09014 0.08506 0.0497 0.0448 1.0000 17.500 1.0274 0.09392 0.08887 0.0483 0.0424 1.0000 17.750 1.0293 0.09625 0.09114 0.0482 0.0397 1.0000 18.000 1.0202 0.10113 0.09620 0.0461 0.0380 1.0000 18.250 1.0152 0.10525 0.10042 0.0444 0.0363 1.0000 18.500 1.0137 0.10868 0.10383 0.0430 0.0342 1.0000 18.750 1.0139 0.11161 0.10679 0.0422 0.0326 1.0000 19.000 1.0036 0.11704 0.11241 0.0396 0.0315 1.0000 19.250 0.9949 0.12216 0.11766 0.0371 0.0303 1.0000