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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2261 0.04650 0.03721 -0.0382 1.0000 0.2630 -2.750 -0.1980 0.04459 0.03479 -0.0403 1.0000 0.2542 -2.500 -0.1734 0.04303 0.03287 -0.0414 1.0000 0.2541 -2.250 -0.1498 0.04174 0.03119 -0.0421 1.0000 0.2545 -2.000 -0.1265 0.04057 0.02962 -0.0425 1.0000 0.2531 -1.750 -0.1018 0.03962 0.02824 -0.0430 1.0000 0.2514 -1.500 -0.0757 0.03893 0.02707 -0.0437 1.0000 0.2516 -1.250 -0.0497 0.03843 0.02613 -0.0442 1.0000 0.2540 -1.000 -0.0238 0.03813 0.02536 -0.0447 1.0000 0.2581 -0.750 0.0011 0.03777 0.02486 -0.0451 1.0000 0.2664 -0.500 0.0256 0.03762 0.02460 -0.0456 1.0000 0.2829 -0.250 0.0500 0.03752 0.02447 -0.0460 1.0000 0.3083 0.000 0.0757 0.03730 0.02443 -0.0465 1.0000 0.3436 0.250 0.1026 0.03462 0.02421 -0.0471 1.0000 0.8905 0.500 0.1229 0.03547 0.02375 -0.0458 1.0000 1.0000 0.750 0.1412 0.03642 0.02418 -0.0453 1.0000 1.0000 1.000 0.1587 0.03739 0.02479 -0.0450 1.0000 1.0000 1.250 0.1759 0.03840 0.02552 -0.0448 1.0000 1.0000 1.500 0.1929 0.03945 0.02632 -0.0446 1.0000 1.0000 1.750 0.2098 0.04052 0.02720 -0.0445 1.0000 1.0000 2.000 0.2265 0.04163 0.02814 -0.0444 1.0000 1.0000 2.250 0.2431 0.04278 0.02914 -0.0443 1.0000 1.0000 2.500 0.2596 0.04396 0.03021 -0.0442 1.0000 1.0000 2.750 0.2758 0.04518 0.03133 -0.0442 1.0000 1.0000 3.000 0.2920 0.04643 0.03251 -0.0442 1.0000 1.0000 3.250 0.3080 0.04773 0.03376 -0.0443 1.0000 1.0000 3.500 0.3238 0.04907 0.03505 -0.0443 1.0000 1.0000 3.750 0.3394 0.05045 0.03643 -0.0444 1.0000 1.0000 4.000 0.3547 0.05189 0.03786 -0.0445 1.0000 1.0000 4.250 0.3698 0.05338 0.03936 -0.0447 1.0000 1.0000 4.500 0.3847 0.05493 0.04094 -0.0449 1.0000 1.0000 4.750 0.3992 0.05655 0.04260 -0.0451 1.0000 1.0000 5.000 0.4133 0.05824 0.04435 -0.0454 1.0000 1.0000