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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2292 0.04776 0.03797 -0.0368 1.0000 0.2901 -2.750 -0.2037 0.04586 0.03571 -0.0385 1.0000 0.2886 -2.500 -0.1783 0.04419 0.03365 -0.0399 1.0000 0.2860 -2.250 -0.1515 0.04273 0.03169 -0.0413 1.0000 0.2811 -2.000 -0.1229 0.04161 0.02993 -0.0428 1.0000 0.2780 -1.750 -0.0957 0.04070 0.02851 -0.0438 1.0000 0.2779 -1.500 -0.0694 0.03995 0.02735 -0.0445 1.0000 0.2802 -1.250 -0.0432 0.03938 0.02642 -0.0451 1.0000 0.2852 -1.000 -0.0171 0.03900 0.02565 -0.0457 1.0000 0.2955 -0.750 0.0079 0.03863 0.02517 -0.0462 1.0000 0.3151 -0.500 0.0329 0.03831 0.02483 -0.0466 1.0000 0.3379 -0.250 0.0591 0.03796 0.02458 -0.0471 1.0000 0.3695 0.000 0.0886 0.03692 0.02450 -0.0479 1.0000 0.4707 0.250 0.1072 0.03560 0.02339 -0.0461 1.0000 1.0000 0.500 0.1263 0.03650 0.02358 -0.0456 1.0000 1.0000 0.750 0.1442 0.03744 0.02407 -0.0452 1.0000 1.0000 1.000 0.1616 0.03840 0.02470 -0.0449 1.0000 1.0000 1.250 0.1787 0.03941 0.02542 -0.0447 1.0000 1.0000 1.500 0.1956 0.04044 0.02621 -0.0445 1.0000 1.0000 1.750 0.2124 0.04151 0.02708 -0.0444 1.0000 1.0000 2.000 0.2291 0.04262 0.02802 -0.0443 1.0000 1.0000 2.250 0.2456 0.04376 0.02902 -0.0442 1.0000 1.0000 2.500 0.2620 0.04494 0.03008 -0.0441 1.0000 1.0000 2.750 0.2782 0.04616 0.03120 -0.0441 1.0000 1.0000 3.000 0.2943 0.04741 0.03237 -0.0441 1.0000 1.0000 3.250 0.3101 0.04871 0.03361 -0.0442 1.0000 1.0000 3.500 0.3259 0.05005 0.03491 -0.0442 1.0000 1.0000 3.750 0.3414 0.05143 0.03629 -0.0443 1.0000 1.0000 4.000 0.3567 0.05287 0.03772 -0.0444 1.0000 1.0000 4.250 0.3717 0.05436 0.03922 -0.0445 1.0000 1.0000 4.500 0.3865 0.05591 0.04080 -0.0447 1.0000 1.0000 4.750 0.4009 0.05753 0.04246 -0.0449 1.0000 1.0000