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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2578 0.05297 0.04085 0.0050 1.0000 0.6622 -2.750 -0.2364 0.05204 0.03980 0.0036 1.0000 0.6788 -2.500 -0.2138 0.05127 0.03890 0.0019 1.0000 0.6967 -2.250 -0.1924 0.05063 0.03818 0.0007 1.0000 0.7183 -2.000 -0.1706 0.05014 0.03762 -0.0005 1.0000 0.7420 -1.750 -0.1489 0.04977 0.03724 -0.0017 1.0000 0.7709 -1.500 -0.1273 0.04939 0.03694 -0.0026 1.0000 0.8026 -1.250 -0.1002 0.04912 0.03687 -0.0050 1.0000 0.8474 -0.750 -0.0239 0.04943 0.03717 -0.0198 1.0000 1.0000 -0.500 0.0174 0.05104 0.03826 -0.0281 1.0000 1.0000 -0.250 0.0548 0.05281 0.03948 -0.0350 1.0000 1.0000 0.000 0.0863 0.05462 0.04073 -0.0400 1.0000 1.0000 0.250 0.1119 0.05639 0.04200 -0.0433 1.0000 1.0000 0.500 0.1332 0.05812 0.04332 -0.0454 1.0000 1.0000 0.750 0.1519 0.05986 0.04471 -0.0468 1.0000 1.0000 1.000 0.1689 0.06162 0.04618 -0.0479 1.0000 1.0000 1.250 0.1849 0.06341 0.04773 -0.0487 1.0000 1.0000 1.500 0.2001 0.06524 0.04936 -0.0495 1.0000 1.0000 1.750 0.2149 0.06711 0.05105 -0.0502 1.0000 1.0000 2.000 0.2293 0.06902 0.05282 -0.0508 1.0000 1.0000 2.250 0.2433 0.07098 0.05465 -0.0514 1.0000 1.0000 2.500 0.2572 0.07298 0.05655 -0.0520 1.0000 1.0000 2.750 0.2707 0.07504 0.05851 -0.0526 1.0000 1.0000 3.000 0.2842 0.07713 0.06053 -0.0533 1.0000 1.0000 3.250 0.2974 0.07927 0.06261 -0.0539 1.0000 1.0000 3.500 0.3105 0.08145 0.06474 -0.0545 1.0000 1.0000 3.750 0.3234 0.08368 0.06692 -0.0552 1.0000 1.0000 4.000 0.3362 0.08595 0.06916 -0.0558 1.0000 1.0000 4.250 0.3489 0.08826 0.07145 -0.0565 1.0000 1.0000 4.500 0.3614 0.09061 0.07381 -0.0572 1.0000 1.0000 4.750 0.3737 0.09301 0.07621 -0.0579 1.0000 1.0000 5.000 0.3860 0.09545 0.07865 -0.0586 1.0000 1.0000