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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0828 0.05843 0.03785 -0.0306 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0978 0.05723 0.03691 -0.0285 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1107 0.05601 0.03579 -0.0271 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1103 0.05479 0.03420 -0.0292 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0763 0.05398 0.03175 -0.0384 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0326 0.05415 0.02944 -0.0455 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0040 0.05456 0.02806 -0.0472 1.0000 1.0000 -1.250 0.0189 0.05502 0.02711 -0.0475 1.0000 1.0000 -1.000 0.0396 0.05551 0.02649 -0.0474 1.0000 1.0000 -0.750 0.0590 0.05605 0.02607 -0.0471 1.0000 1.0000 -0.500 0.0778 0.05662 0.02582 -0.0467 1.0000 1.0000 -0.250 0.0960 0.05723 0.02570 -0.0463 1.0000 1.0000 0.000 0.1139 0.05788 0.02564 -0.0459 1.0000 1.0000 0.250 0.1316 0.05857 0.02574 -0.0455 1.0000 1.0000 0.500 0.1490 0.05931 0.02595 -0.0451 1.0000 1.0000 0.750 0.1662 0.06009 0.02625 -0.0447 1.0000 1.0000 1.000 0.1831 0.06091 0.02665 -0.0443 1.0000 1.0000 1.250 0.1999 0.06177 0.02710 -0.0440 1.0000 1.0000 1.500 0.2165 0.06268 0.02767 -0.0436 1.0000 1.0000 1.750 0.2329 0.06363 0.02833 -0.0433 1.0000 1.0000 2.000 0.2492 0.06462 0.02906 -0.0431 1.0000 1.0000 2.250 0.2652 0.06566 0.02989 -0.0428 1.0000 1.0000 2.500 0.2811 0.06675 0.03078 -0.0426 1.0000 1.0000 2.750 0.2968 0.06788 0.03176 -0.0424 1.0000 1.0000 3.000 0.3123 0.06905 0.03281 -0.0423 1.0000 1.0000 3.250 0.3276 0.07028 0.03396 -0.0421 1.0000 1.0000 3.500 0.3428 0.07155 0.03517 -0.0420 1.0000 1.0000 3.750 0.3577 0.07288 0.03650 -0.0420 1.0000 1.0000 4.000 0.3724 0.07426 0.03788 -0.0419 1.0000 1.0000 4.250 0.3869 0.07569 0.03934 -0.0419 1.0000 1.0000 4.500 0.4012 0.07718 0.04088 -0.0420 1.0000 1.0000 4.750 0.4153 0.07873 0.04252 -0.0420 1.0000 1.0000 5.000 0.4291 0.08034 0.04429 -0.0421 1.0000 1.0000