XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 428 (Bleriot) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2869 0.05591 0.04306 -0.0116 1.0000 0.5109 -2.750 -0.2603 0.05360 0.04045 -0.0146 1.0000 0.5173 -2.500 -0.2277 0.05149 0.03789 -0.0191 1.0000 0.5235 -2.250 -0.1939 0.04956 0.03549 -0.0231 1.0000 0.5305 -2.000 -0.1592 0.04787 0.03334 -0.0269 1.0000 0.5431 -1.750 -0.1275 0.04630 0.03151 -0.0293 1.0000 0.5640 -1.500 -0.1011 0.04475 0.02995 -0.0300 1.0000 0.6015 -1.250 -0.0775 0.04307 0.02856 -0.0295 1.0000 0.6577 -1.000 -0.0512 0.04055 0.02705 -0.0288 1.0000 0.7827 -0.750 0.0392 0.04045 0.02413 -0.0464 1.0000 1.0000 -0.500 0.0663 0.04122 0.02333 -0.0469 1.0000 1.0000 -0.250 0.0862 0.04194 0.02317 -0.0464 1.0000 1.0000 0.000 0.1048 0.04269 0.02325 -0.0460 1.0000 1.0000 0.250 0.1227 0.04347 0.02346 -0.0456 1.0000 1.0000 0.500 0.1403 0.04429 0.02382 -0.0452 1.0000 1.0000 0.750 0.1576 0.04515 0.02428 -0.0449 1.0000 1.0000 1.000 0.1746 0.04605 0.02484 -0.0446 1.0000 1.0000 1.250 0.1915 0.04699 0.02546 -0.0443 1.0000 1.0000 1.500 0.2082 0.04797 0.02617 -0.0441 1.0000 1.0000 1.750 0.2247 0.04899 0.02696 -0.0439 1.0000 1.0000 2.000 0.2411 0.05005 0.02782 -0.0437 1.0000 1.0000 2.250 0.2573 0.05116 0.02876 -0.0436 1.0000 1.0000 2.500 0.2734 0.05231 0.02976 -0.0434 1.0000 1.0000 2.750 0.2892 0.05350 0.03083 -0.0434 1.0000 1.0000 3.000 0.3050 0.05473 0.03197 -0.0433 1.0000 1.0000 3.250 0.3205 0.05601 0.03318 -0.0433 1.0000 1.0000 3.500 0.3359 0.05733 0.03446 -0.0433 1.0000 1.0000 3.750 0.3510 0.05871 0.03583 -0.0433 1.0000 1.0000 4.000 0.3660 0.06013 0.03725 -0.0434 1.0000 1.0000 4.250 0.3807 0.06161 0.03874 -0.0435 1.0000 1.0000 4.500 0.3952 0.06315 0.04032 -0.0436 1.0000 1.0000 4.750 0.4094 0.06474 0.04197 -0.0438 1.0000 1.0000 5.000 0.4234 0.06641 0.04375 -0.0440 1.0000 1.0000