XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 385 (S.T. Ae) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0597 0.05727 0.04271 -0.0102 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0715 0.05620 0.04172 -0.0084 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0845 0.05500 0.04060 -0.0065 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0977 0.05369 0.03935 -0.0047 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1079 0.05238 0.03805 -0.0037 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1043 0.05153 0.03703 -0.0054 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0822 0.05145 0.03660 -0.0108 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0479 0.05211 0.03676 -0.0182 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0099 0.05325 0.03731 -0.0258 1.0000 1.0000 -0.750 0.0258 0.05465 0.03806 -0.0321 1.0000 1.0000 -0.500 0.0565 0.05615 0.03894 -0.0368 1.0000 1.0000 -0.250 0.0824 0.05767 0.03992 -0.0400 1.0000 1.0000 0.000 0.1045 0.05920 0.04096 -0.0422 1.0000 1.0000 0.250 0.1243 0.06075 0.04211 -0.0437 1.0000 1.0000 0.500 0.1424 0.06233 0.04334 -0.0449 1.0000 1.0000 0.750 0.1594 0.06395 0.04467 -0.0458 1.0000 1.0000 1.000 0.1756 0.06562 0.04607 -0.0466 1.0000 1.0000 1.250 0.1912 0.06733 0.04756 -0.0474 1.0000 1.0000 1.500 0.2062 0.06910 0.04913 -0.0480 1.0000 1.0000 1.750 0.2209 0.07091 0.05077 -0.0486 1.0000 1.0000 2.000 0.2352 0.07277 0.05249 -0.0492 1.0000 1.0000 2.250 0.2493 0.07467 0.05427 -0.0498 1.0000 1.0000 2.500 0.2630 0.07663 0.05612 -0.0504 1.0000 1.0000 2.750 0.2766 0.07864 0.05803 -0.0511 1.0000 1.0000 3.000 0.2899 0.08068 0.06000 -0.0517 1.0000 1.0000 3.250 0.3031 0.08278 0.06204 -0.0523 1.0000 1.0000 3.500 0.3161 0.08492 0.06413 -0.0529 1.0000 1.0000 3.750 0.3289 0.08711 0.06628 -0.0536 1.0000 1.0000 4.000 0.3416 0.08933 0.06848 -0.0542 1.0000 1.0000 4.250 0.3541 0.09160 0.07074 -0.0549 1.0000 1.0000 4.500 0.3665 0.09392 0.07305 -0.0556 1.0000 1.0000 4.750 0.3787 0.09628 0.07541 -0.0563 1.0000 1.0000 5.000 0.3909 0.09867 0.07782 -0.0571 1.0000 1.0000