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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2002 0.05012 0.03930 -0.0186 1.0000 0.5317 -2.750 -0.1732 0.04964 0.03851 -0.0216 1.0000 0.5417 -2.500 -0.1529 0.04923 0.03800 -0.0222 1.0000 0.5535 -2.250 -0.1315 0.04904 0.03767 -0.0232 1.0000 0.5696 -2.000 -0.1093 0.04905 0.03753 -0.0245 1.0000 0.5868 -1.750 -0.0885 0.04918 0.03755 -0.0253 1.0000 0.6066 -1.500 -0.0673 0.04943 0.03773 -0.0263 1.0000 0.6266 -1.250 -0.0469 0.04976 0.03804 -0.0271 1.0000 0.6486 -1.000 -0.0254 0.05023 0.03851 -0.0282 1.0000 0.6705 -0.750 -0.0035 0.05079 0.03911 -0.0294 1.0000 0.6950 -0.500 0.0186 0.05144 0.03989 -0.0308 1.0000 0.7265 -0.250 0.0413 0.05205 0.04080 -0.0322 1.0000 0.7685 0.000 0.0605 0.05179 0.04113 -0.0341 1.0000 0.8904 0.250 0.0841 0.05296 0.04198 -0.0382 1.0000 1.0000 0.500 0.1146 0.05499 0.04353 -0.0431 1.0000 1.0000 0.750 0.1393 0.05696 0.04504 -0.0463 1.0000 1.0000 1.000 0.1595 0.05886 0.04657 -0.0483 1.0000 1.0000 1.250 0.1770 0.06074 0.04816 -0.0495 1.0000 1.0000 1.500 0.1930 0.06264 0.04982 -0.0505 1.0000 1.0000 1.750 0.2082 0.06456 0.05154 -0.0512 1.0000 1.0000 2.000 0.2229 0.06652 0.05334 -0.0519 1.0000 1.0000 2.250 0.2372 0.06852 0.05521 -0.0526 1.0000 1.0000 2.500 0.2512 0.07056 0.05714 -0.0532 1.0000 1.0000 2.750 0.2649 0.07265 0.05914 -0.0538 1.0000 1.0000 3.000 0.2785 0.07478 0.06119 -0.0545 1.0000 1.0000 3.250 0.2920 0.07695 0.06329 -0.0551 1.0000 1.0000 3.500 0.3052 0.07916 0.06545 -0.0557 1.0000 1.0000 3.750 0.3183 0.08141 0.06766 -0.0564 1.0000 1.0000 4.000 0.3319 0.08376 0.06998 -0.0572 0.9994 1.0000 4.250 0.3597 0.08776 0.07396 -0.0609 0.9898 1.0000 4.500 0.3880 0.09192 0.07812 -0.0646 0.9770 1.0000 4.750 0.4137 0.09581 0.08202 -0.0679 0.9630 1.0000 5.000 0.4391 0.09973 0.08597 -0.0710 0.9493 1.0000