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 =     0.040 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0754   0.04815   0.03815  -0.0486  0.9502  0.4308
  -2.750  -0.0473   0.04804   0.03792  -0.0502  0.9391  0.4441
  -2.500  -0.0092   0.04830   0.03794  -0.0535  0.9257  0.4593
  -2.250   0.0288   0.04879   0.03827  -0.0565  0.9133  0.4774
  -2.000   0.0536   0.04901   0.03847  -0.0572  0.9007  0.4936
  -1.750   0.0909   0.04967   0.03904  -0.0599  0.8871  0.5154
  -1.500   0.1272   0.05033   0.03965  -0.0624  0.8741  0.5367
  -1.250   0.1523   0.05087   0.04017  -0.0634  0.8609  0.5527
  -1.000   0.1921   0.05172   0.04099  -0.0665  0.8473  0.5730
  -0.750   0.2274   0.05248   0.04178  -0.0689  0.8338  0.5955
  -0.500   0.2513   0.05326   0.04264  -0.0699  0.8210  0.6169
  -0.250   0.2923   0.05409   0.04368  -0.0729  0.8075  0.6531
   0.000   0.3203   0.05451   0.04463  -0.0741  0.7949  0.7185
   0.250   0.3496   0.05516   0.04557  -0.0768  0.7815  1.0000
   0.500   0.3939   0.05693   0.04682  -0.0809  0.7684  1.0000
   0.750   0.4078   0.05855   0.04821  -0.0809  0.7570  1.0000
   1.000   0.4304   0.06030   0.04975  -0.0815  0.7458  1.0000
   1.250   0.4489   0.06209   0.05141  -0.0818  0.7360  1.0000
   1.500   0.4656   0.06399   0.05321  -0.0818  0.7260  1.0000
   1.750   0.4806   0.06590   0.05503  -0.0818  0.7168  1.0000
   2.000   0.5018   0.06800   0.05705  -0.0824  0.7083  1.0000
   2.250   0.5016   0.07038   0.05942  -0.0815  0.7047  1.0000
   2.500   0.5089   0.07272   0.06172  -0.0812  0.7001  1.0000
   2.750   0.5230   0.07516   0.06414  -0.0816  0.6961  1.0000
   3.000   0.5478   0.07790   0.06685  -0.0829  0.6921  1.0000