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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2188 0.05152 0.04007 -0.0105 1.0000 0.5861 -2.750 -0.1959 0.05085 0.03923 -0.0121 1.0000 0.5979 -2.500 -0.1744 0.05033 0.03859 -0.0133 1.0000 0.6143 -2.250 -0.1516 0.05000 0.03811 -0.0147 1.0000 0.6318 -2.000 -0.1303 0.04979 0.03781 -0.0157 1.0000 0.6522 -1.750 -0.1089 0.04971 0.03765 -0.0167 1.0000 0.6736 -1.500 -0.0881 0.04973 0.03765 -0.0175 1.0000 0.6981 -1.250 -0.0660 0.04990 0.03781 -0.0187 1.0000 0.7240 -1.000 -0.0438 0.05012 0.03812 -0.0200 1.0000 0.7535 -0.750 -0.0214 0.05033 0.03855 -0.0212 1.0000 0.7939 -0.500 0.0093 0.05032 0.03905 -0.0250 1.0000 0.8785 -0.250 0.0306 0.05062 0.03918 -0.0293 1.0000 1.0000 0.000 0.0681 0.05255 0.04060 -0.0362 1.0000 1.0000 0.250 0.0997 0.05449 0.04202 -0.0414 1.0000 1.0000 0.500 0.1252 0.05637 0.04343 -0.0448 1.0000 1.0000 0.750 0.1461 0.05821 0.04487 -0.0469 1.0000 1.0000 1.000 0.1643 0.06003 0.04636 -0.0482 1.0000 1.0000 1.250 0.1809 0.06186 0.04793 -0.0493 1.0000 1.0000 1.500 0.1964 0.06373 0.04958 -0.0501 1.0000 1.0000 1.750 0.2114 0.06562 0.05129 -0.0508 1.0000 1.0000 2.000 0.2259 0.06756 0.05308 -0.0514 1.0000 1.0000 2.250 0.2400 0.06954 0.05493 -0.0521 1.0000 1.0000 2.500 0.2539 0.07157 0.05685 -0.0527 1.0000 1.0000 2.750 0.2676 0.07365 0.05883 -0.0533 1.0000 1.0000 3.000 0.2811 0.07576 0.06087 -0.0539 1.0000 1.0000 3.250 0.2944 0.07791 0.06296 -0.0546 1.0000 1.0000 3.500 0.3076 0.08011 0.06511 -0.0552 1.0000 1.0000 3.750 0.3206 0.08235 0.06731 -0.0558 1.0000 1.0000 4.000 0.3335 0.08464 0.06956 -0.0565 1.0000 1.0000 4.250 0.3462 0.08697 0.07187 -0.0572 1.0000 1.0000 4.500 0.3588 0.08934 0.07424 -0.0579 1.0000 1.0000 4.750 0.3713 0.09176 0.07666 -0.0586 1.0000 1.0000 5.000 0.3836 0.09421 0.07912 -0.0593 1.0000 1.0000