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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0808 0.06065 0.04232 -0.0113 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0938 0.05943 0.04118 -0.0094 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1049 0.05819 0.03996 -0.0081 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1066 0.05719 0.03882 -0.0088 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0933 0.05673 0.03799 -0.0123 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0676 0.05689 0.03763 -0.0178 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0361 0.05755 0.03766 -0.0239 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0045 0.05854 0.03796 -0.0293 1.0000 1.0000 -1.000 0.0244 0.05970 0.03843 -0.0335 1.0000 1.0000 -0.750 0.0499 0.06095 0.03906 -0.0365 1.0000 1.0000 -0.500 0.0727 0.06225 0.03982 -0.0387 1.0000 1.0000 -0.250 0.0934 0.06359 0.04068 -0.0404 1.0000 1.0000 0.000 0.1126 0.06498 0.04164 -0.0417 1.0000 1.0000 0.250 0.1307 0.06641 0.04270 -0.0427 1.0000 1.0000 0.500 0.1479 0.06789 0.04385 -0.0435 1.0000 1.0000 0.750 0.1644 0.06942 0.04510 -0.0443 1.0000 1.0000 1.000 0.1803 0.07101 0.04642 -0.0450 1.0000 1.0000 1.250 0.1958 0.07264 0.04783 -0.0456 1.0000 1.0000 1.500 0.2108 0.07432 0.04932 -0.0462 1.0000 1.0000 1.750 0.2255 0.07606 0.05088 -0.0468 1.0000 1.0000 2.000 0.2399 0.07785 0.05252 -0.0474 1.0000 1.0000 2.250 0.2539 0.07968 0.05422 -0.0480 1.0000 1.0000 2.500 0.2677 0.08157 0.05600 -0.0486 1.0000 1.0000 2.750 0.2813 0.08351 0.05784 -0.0491 1.0000 1.0000 3.000 0.2946 0.08549 0.05974 -0.0497 1.0000 1.0000 3.250 0.3078 0.08752 0.06172 -0.0504 1.0000 1.0000 3.500 0.3207 0.08959 0.06374 -0.0510 1.0000 1.0000 3.750 0.3335 0.09171 0.06583 -0.0516 1.0000 1.0000 4.000 0.3462 0.09389 0.06797 -0.0523 1.0000 1.0000 4.250 0.3587 0.09610 0.07019 -0.0530 1.0000 1.0000 4.500 0.3710 0.09836 0.07245 -0.0537 1.0000 1.0000 4.750 0.3832 0.10066 0.07476 -0.0544 1.0000 1.0000 5.000 0.3953 0.10300 0.07712 -0.0551 1.0000 1.0000