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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2379 0.04930 0.03898 -0.0337 1.0000 0.3316 -2.750 -0.2095 0.04729 0.03652 -0.0362 1.0000 0.3247 -2.500 -0.1795 0.04550 0.03421 -0.0387 1.0000 0.3185 -2.250 -0.1487 0.04407 0.03212 -0.0411 1.0000 0.3146 -2.000 -0.1197 0.04289 0.03039 -0.0427 1.0000 0.3141 -1.750 -0.0919 0.04191 0.02895 -0.0438 1.0000 0.3165 -1.500 -0.0648 0.04115 0.02778 -0.0448 1.0000 0.3247 -1.250 -0.0388 0.04049 0.02687 -0.0454 1.0000 0.3405 -1.000 -0.0126 0.03993 0.02607 -0.0461 1.0000 0.3588 -0.750 0.0145 0.03943 0.02542 -0.0468 1.0000 0.3802 -0.500 0.0413 0.03886 0.02497 -0.0473 1.0000 0.4131 -0.250 0.0695 0.03771 0.02464 -0.0478 1.0000 0.5010 0.000 0.0906 0.03610 0.02332 -0.0464 1.0000 1.0000 0.250 0.1116 0.03696 0.02316 -0.0459 1.0000 1.0000 0.500 0.1298 0.03785 0.02349 -0.0454 1.0000 1.0000 0.750 0.1474 0.03876 0.02401 -0.0451 1.0000 1.0000 1.000 0.1647 0.03972 0.02463 -0.0448 1.0000 1.0000 1.250 0.1818 0.04071 0.02535 -0.0446 1.0000 1.0000 1.500 0.1986 0.04174 0.02612 -0.0444 1.0000 1.0000 1.750 0.2154 0.04280 0.02698 -0.0443 1.0000 1.0000 2.000 0.2320 0.04390 0.02790 -0.0442 1.0000 1.0000 2.250 0.2484 0.04504 0.02889 -0.0441 1.0000 1.0000 2.500 0.2647 0.04621 0.02995 -0.0440 1.0000 1.0000 2.750 0.2808 0.04743 0.03106 -0.0440 1.0000 1.0000 3.000 0.2968 0.04868 0.03223 -0.0440 1.0000 1.0000 3.250 0.3126 0.04998 0.03347 -0.0440 1.0000 1.0000 3.500 0.3283 0.05132 0.03476 -0.0440 1.0000 1.0000 3.750 0.3437 0.05270 0.03614 -0.0441 1.0000 1.0000 4.000 0.3589 0.05414 0.03758 -0.0442 1.0000 1.0000 4.250 0.3739 0.05563 0.03908 -0.0444 1.0000 1.0000 4.500 0.3886 0.05718 0.04066 -0.0445 1.0000 1.0000 4.750 0.4030 0.05880 0.04232 -0.0447 1.0000 1.0000 5.000 0.4171 0.06048 0.04409 -0.0450 1.0000 1.0000