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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1861 0.04884 0.03847 -0.0247 1.0000 0.4876 -2.750 -0.1622 0.04846 0.03781 -0.0268 1.0000 0.4991 -2.500 -0.1427 0.04813 0.03738 -0.0272 1.0000 0.5093 -2.250 -0.1193 0.04808 0.03709 -0.0289 1.0000 0.5220 -2.000 -0.0993 0.04818 0.03707 -0.0295 1.0000 0.5380 -1.750 -0.0797 0.04836 0.03718 -0.0300 1.0000 0.5543 -1.500 -0.0597 0.04871 0.03746 -0.0307 1.0000 0.5730 -1.250 -0.0390 0.04920 0.03788 -0.0316 1.0000 0.5917 -1.000 -0.0184 0.04980 0.03846 -0.0325 1.0000 0.6119 -0.750 0.0032 0.05054 0.03917 -0.0338 1.0000 0.6312 -0.500 0.0248 0.05138 0.04004 -0.0351 1.0000 0.6531 -0.250 0.0465 0.05230 0.04106 -0.0365 1.0000 0.6800 0.000 0.0689 0.05326 0.04224 -0.0380 1.0000 0.7133 0.250 0.0927 0.05407 0.04356 -0.0397 1.0000 0.7759 0.500 0.1017 0.05382 0.04355 -0.0405 1.0000 1.0000 0.750 0.1306 0.05593 0.04520 -0.0450 1.0000 1.0000 1.000 0.1539 0.05794 0.04679 -0.0479 1.0000 1.0000 1.250 0.1731 0.05989 0.04839 -0.0496 1.0000 1.0000 1.500 0.1898 0.06182 0.05006 -0.0507 1.0000 1.0000 1.750 0.2054 0.06377 0.05179 -0.0516 1.0000 1.0000 2.000 0.2203 0.06575 0.05360 -0.0523 1.0000 1.0000 2.250 0.2348 0.06776 0.05548 -0.0530 1.0000 1.0000 2.500 0.2489 0.06981 0.05742 -0.0536 1.0000 1.0000 2.750 0.2762 0.07324 0.06072 -0.0568 0.9931 1.0000 3.000 0.3047 0.07671 0.06411 -0.0604 0.9818 1.0000 3.250 0.3314 0.08002 0.06737 -0.0636 0.9683 1.0000 3.500 0.3535 0.08292 0.07023 -0.0659 0.9553 1.0000 3.750 0.3768 0.08628 0.07355 -0.0683 0.9453 1.0000 4.000 0.4069 0.09044 0.07769 -0.0718 0.9311 1.0000 4.250 0.4218 0.09237 0.07964 -0.0728 0.9154 1.0000 4.500 0.4366 0.09482 0.08210 -0.0737 0.9032 1.0000 4.750 0.4700 0.10003 0.08730 -0.0775 0.8919 1.0000 5.000 0.4778 0.10109 0.08841 -0.0772 0.8762 1.0000