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 = 0.045 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0026 0.04675 0.03678 -0.0608 0.8981 0.4205 -2.750 0.0355 0.04684 0.03670 -0.0627 0.8869 0.4352 -2.500 0.0653 0.04683 0.03667 -0.0639 0.8756 0.4485 -2.250 0.0909 0.04704 0.03679 -0.0645 0.8644 0.4634 -2.000 0.1349 0.04741 0.03710 -0.0676 0.8522 0.4855 -1.750 0.1510 0.04782 0.03742 -0.0671 0.8405 0.5004 -1.500 0.1930 0.04832 0.03785 -0.0699 0.8281 0.5211 -1.250 0.2198 0.04877 0.03830 -0.0708 0.8156 0.5355 -1.000 0.2484 0.04939 0.03893 -0.0720 0.8035 0.5522 -0.750 0.3021 0.04983 0.03939 -0.0763 0.7910 0.5787 -0.500 0.3121 0.05065 0.04030 -0.0753 0.7783 0.5945 -0.250 0.3485 0.05121 0.04106 -0.0774 0.7660 0.6288 0.000 0.3854 0.05124 0.04173 -0.0791 0.7538 0.7099 0.250 0.4104 0.05200 0.04273 -0.0811 0.7405 1.0000 0.500 0.4530 0.05323 0.04351 -0.0840 0.7285 1.0000 0.750 0.4691 0.05473 0.04482 -0.0837 0.7161 1.0000 1.000 0.4860 0.05639 0.04633 -0.0835 0.7051 1.0000 1.250 0.5162 0.05767 0.04747 -0.0843 0.6940 1.0000 1.500 0.5197 0.05972 0.04946 -0.0830 0.6830 1.0000 1.750 0.5575 0.06085 0.05050 -0.0843 0.6727 1.0000 2.000 0.5506 0.06348 0.05310 -0.0825 0.6641 1.0000 2.250 0.5727 0.06515 0.05472 -0.0828 0.6545 1.0000 2.500 0.5821 0.06736 0.05690 -0.0821 0.6455 1.0000 2.750 0.5836 0.06994 0.05947 -0.0814 0.6389 1.0000 3.000 0.6306 0.07113 0.06064 -0.0830 0.6295 1.0000 3.250 0.6110 0.07457 0.06409 -0.0813 0.6254 1.0000 3.500 0.6080 0.07752 0.06705 -0.0806 0.6216 1.0000 3.750 0.6089 0.08074 0.07028 -0.0806 0.6222 1.0000 4.000 0.6132 0.08410 0.07367 -0.0810 0.6252 1.0000 4.250 0.6258 0.08756 0.07715 -0.0820 0.6282 1.0000