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 = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1729 0.04748 0.03745 -0.0302 1.0000 0.4444 -2.750 -0.1516 0.04724 0.03695 -0.0315 1.0000 0.4565 -2.500 -0.1354 0.04693 0.03665 -0.0311 1.0000 0.4671 -2.250 -0.1133 0.04695 0.03641 -0.0325 1.0000 0.4787 -2.000 -0.0945 0.04704 0.03644 -0.0328 1.0000 0.4904 -1.750 -0.0744 0.04736 0.03662 -0.0336 1.0000 0.5051 -1.500 -0.0542 0.04785 0.03699 -0.0344 1.0000 0.5217 -1.250 -0.0349 0.04845 0.03751 -0.0350 1.0000 0.5394 -1.000 -0.0156 0.04911 0.03817 -0.0356 1.0000 0.5565 -0.750 0.0044 0.04992 0.03896 -0.0365 1.0000 0.5744 -0.500 0.0255 0.05088 0.03990 -0.0378 1.0000 0.5912 -0.250 0.0465 0.05194 0.04098 -0.0392 1.0000 0.6101 0.000 0.0677 0.05309 0.04221 -0.0406 1.0000 0.6324 0.250 0.0895 0.05433 0.04359 -0.0421 1.0000 0.6596 0.500 0.1122 0.05558 0.04515 -0.0437 1.0000 0.6987 1.000 0.1491 0.05722 0.04725 -0.0476 0.9980 1.0000 1.250 0.1911 0.06073 0.05026 -0.0540 0.9867 1.0000 1.500 0.2252 0.06411 0.05327 -0.0583 0.9774 1.0000 1.750 0.2599 0.06766 0.05654 -0.0625 0.9644 1.0000 2.000 0.2836 0.06997 0.05872 -0.0649 0.9507 1.0000 2.250 0.3001 0.07200 0.06064 -0.0660 0.9411 1.0000 2.500 0.3340 0.07608 0.06457 -0.0697 0.9302 1.0000 2.750 0.3495 0.07769 0.06615 -0.0705 0.9156 1.0000 3.000 0.3661 0.08002 0.06842 -0.0715 0.9047 1.0000 3.250 0.3965 0.08378 0.07211 -0.0745 0.8931 1.0000 3.500 0.4040 0.08509 0.07341 -0.0740 0.8812 1.0000 3.750 0.4354 0.08941 0.07768 -0.0772 0.8707 1.0000 4.000 0.4472 0.09086 0.07914 -0.0772 0.8552 1.0000 4.250 0.4606 0.09340 0.08167 -0.0777 0.8464 1.0000 4.500 0.4875 0.09694 0.08522 -0.0800 0.8326 1.0000 4.750 0.4936 0.09835 0.08666 -0.0793 0.8187 1.0000 5.000 0.5188 0.10237 0.09068 -0.0814 0.8090 1.0000